способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата

Формула изобретения

Способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата, при котором через установленную перед носовой частью летательного аппарата полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй, при этом образуют при вершине иглы аэродинамический конус, отличающийся тем, что используют рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0,06 г/см³, выпускают струи рабочего тела из иглы со скоростью истечения

где _Возд - плотность воздуха, окружающего летательный аппарат;

_РТ - плотность рабочего тела,

при этом аэродинамический конус заполняют мелкодисперсной газожидкостной средой и обеспечивают касание образующими конуса пограничного слоя на головной части летательного аппарата.

2. Способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что струи рабочего тела при выходе из иглы направляют под углом к продольной оси иглы, причем >>0, где - внешний угол между осью иглы и образующей конуса.

3. Способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что давление, под которым выпускают струи рабочего тела, формируют с помощью газогенератора, причем рабочее тело выполнено в виде жидкости, пасты или суспензии, а газогенератор выполнен в виде емкости с газифицируемым рабочим телом.

4. Способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что рабочее тело выполняют в виде эндотермического хладагента, испаряющегося во внутренних полостях аппарата, иглы и конуса газовоздушного обтекателя и имеющего хладоресурс, достаточный для охлаждения аппарата во время полета.

5. Способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что рабочее тело выполняют в виде жидкого энергоносителя, сгорающего в кормовой камере сгорания.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиации, а именно к сверхзвуковым полетам самолетов, и может быть использовано, в частности, для повышения эффективности полета сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Известен аналог предложенного - Способ управления обтеканием воздушным потоком летательного аппарата, реализованный в устройстве [1] (RU №2063907 от 20.07.96, МКИ В 64 С 21/02), при котором через установленную перед носовой частью летательного аппарата полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу, при этом образуют при вершине иглы заполненный газовой средой аэродинамический конус, что совпадает с существенными признаками предлагаемого устройства. При этом известное устройство снабжено подвижными насадками конической формы, установленными с возможностью перемещения вдоль оси иглы, которая содержит три части насадок, образующие своими торцевыми частями кольцевые сопла Лаваля и перемещающиеся по опорной трубе, закрепленной в демпфере.

Недостаток известного устройства состоит в том, что удельный импульс активного снижения сопротивления недостаточно велик, жесткий температурный режим на поверхности иглы, снижая надежность устройства, требует принятия специальных мер и повышает его стоимость.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является способ управления обтеканием воздушным потоком летательного аппарата, реализованный в устройстве [2] (RU №2173285, МКИ В 64 С 21/08), принятый в качестве прототипа, при котором через установленную перед носовой частью летательного аппарата полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй, при этом образуют при вершине иглы аэродинамический конус, что совпадает с существенными признаками предлагаемого устройства.

При этом в известном способе часть воздушного потока направляют в воздухозаборники, установленные на боковой поверхности носовой части ЛА, затем направляют эту часть потока в канал иглы, а рабочее тело выполняют из смеси паров воды и воздуха.

Работа устройства, реализующего способ-прототип состоит в том, что часть набегающего потока воздуха поступает в воздухозаборники, сжимается давлением торможения, затем поступает в установленную перед носовой частью летательного аппарата полую аэродинамическую иглу, из которой выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй. В тот же продольный канал иглы поступает жидкая фаза рабочего тела - вода, которую в указанном канале переводят в паровую фазу под действием высокой температуры иглы. При этом из воздуха и паров воды перед носовой частью ЛА образуют при вершине иглы заполненный газовой средой аэродинамический конус. Его действие основано на том, что истекающие из радиальных отверстий иглы газовые струи изменяют структуру набегающего потока, отодвигая скачки уплотнения от боковой поверхности носовой части ЛА, что приводит к уменьшению лобового сопротивления ЛА. Кроме того, осуществление впрыска в проточную часть охлаждающей жидкости - воды приводит к понижению температуры, повышает давление истечения струй и расход газа, проходящего через радиальные каналы иглы. Однако удельный импульс активного снижения сопротивления недостаточно велик, что приводит к повышению расхода топлива, ухудшению массогабаритных параметров, снижению эффективности работы ЛА, снижает надежность устройства и повышает его стоимость. Это является главным недостатком способа-прототипа.

Итак, недостаток способа-прототипа [2] состоит в ухудшении следующих характеристик:

- удельного импульса активного снижения сопротивления;

- эффективности (коэффициента полезного действия (КПД));

- экономичности;

- весогабаритных характеристик;

- надежности;

- стоимости;

Соответственно, требуемый при реализации устройства технический результат состоит в устранении вышеуказанных недостатков.

В основе достижения требуемого технического результата лежит уменьшение лобового сопротивления летательного аппарата за счет изменения направления движения встречного потока воздуха и, как следствие, повышение энергетических возможностей, уменьшение расхода топлива и увеличение дальности полета.

Поставленная цель достигается формированием перед носовой частью летательного аппарата аэродинамического конуса, заполненного мелкодисперсной газожидкостной средой.

Схема устройства, реализующего предлагаемый способ, представлена на чертеже, где использованы следующие условные обозначения составных элементов:

1 - игла;

2 - канал;

3 - струя;

4 - мелкодисперсная газожидкостная среда;

5 - образующая конуса;

6 - погранслой;

7 - лобовая часть ЛА;

8 - угол направления струи рабочего тела;

9 - источник рабочего тела;

10 - трубопровод;

11 - жидковоздушный обтекатель.

На чертеже представлена схема устройства, реализующего предлагаемый способ, где показано, что рабочее тело 8 поступает из источника рабочего тела 9 по трубопроводу 10 в канал 2 иглы 1, установленной на лобовую часть ЛА 7. При этом струи 3 разбиваются встречным потоком воздуха, образуя мелкодисперсную газожидкостную среду 4 в пределах ЖВО 11, ограниченного с боков конической поверхностью, сформированной образующей конуса 5, выходящей из конца иглы 1, и касательной к погранслою 6 на скате лобовой части ЛА.

Для устранения недостатков прототипа предложен способ управления обтеканием сверхзвуковым воздушным потоком летательного аппарата, при котором через установленную перед носовой частью летательного аппарата полую аэродинамическую иглу выпускают под давлением рабочее тело из продольного канала иглы наружу в виде отдельных струй, при этом образуют при вершине иглы аэродинамический конус, что совпадает с существенными признаками прототипа.

При этом используют рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0.06 г/см³, выпускают струи рабочего тела из иглы со скоростью истечения

где _Возд - плотность воздуха, окружающего летательный аппарат;

_РТ - плотность рабочего тела,

при этом аэродинамический конус заполняют мелкодисперсной газожидкостной средой и обеспечивают касание образующими конуса погранслоя на головной части летательного аппарата.

Кроме того, струи рабочего тела при выходе из иглы направляют под углом к продольной оси иглы, причем >>0,

где - внешний угол между осью иглы и образующей конуса.

Кроме того, давление, под которым выпускают струи рабочего тела, формируют с помощью газогенератора, причем рабочее тело выполнено в виде жидкости, пасты или суспензии, а газогенератор выполнен в виде емкости с газифицируемым рабочим телом.

Кроме того, рабочее тело выполняют в виде эндотермического хладагента, испаряющегося во внутренних полостях аппарата, иглы и конуса газовоздушного обтекателя и имеющего хладоресурс, достаточный для охлаждения аппарата во время полета.

Кроме того, рабочее тело выполняют в виде жидкого энергоносителя, сгорающего в кормовой камере сгорания.

Итак, рассмотрим действие предлагаемого способа на примере работы устройства, реализующего указанный способ и выполненного по схеме чертежа.

Работа указанного устройства, как и прототипа, основана на том, что рабочее тело, например жидкость (может быть суспензия или паста), выводится из иглы наружу в виде газожидкостных струй под давлением, создаваемым с помощью системы формирования давления. Под действием набегающего потока воздуха эти струи, превращаясь в мелкодисперсную газожидкостную среду, образуют аэродинамический жидковоздушный обтекатель (ЖВО), отодвигающий скачки уплотнения от лобовой поверхности ЛА на толщину, по крайней мере, погранслоя.

Как показали исследования, можно использовать рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0.06 г/см³, что может быть жидкостью, суспензией или пастой. При этом необходимо обеспечить скорость истечения струй рабочего тела из иглы не менее найденного предела зависящего от плотности воздуха, окружающего летательный аппарат _Возд, и от плотности рабочего тела _РТ.

При этом сопротивление окружающей атмосферы полету ЛА существенно (на один-два порядка) снижается. Снижение этого сопротивления принято оценивать величиной удельного импульса активного снижения сопротивления, который непосредственно указывает на возможность увеличения тяговой силы ЛА за счет экономии на силе трения атмосферы. Как показали проведенные исследования, целесообразно часть массы топлива заменять массой рабочего тела, поскольку реализуемая величина удельного импульса активного снижения сопротивления оказывается большей, чем величина импульса тяги жидкого топлива. Иными словами, заменив часть массы топлива массой рабочего тела для создания ЖВО, можно увеличить результирующую силу тяги ЛА с учетом снижения потерь на трение.

Кроме того, струи рабочего тела при выходе из иглы направляют под углом к продольной оси иглы, причем >>Q,

где - внешний угол между осью иглы и образующей аэродинамического конуса. Это позволяет обеспечить оптимальную форму ЖВО и оптимизировать параметры системы выдува струй с учетом заданного режима полета, допустимых массогабаритных параметров ЛА и заданного ресурса.

Кроме того, струи рабочего тела выпускают под давлением, которое формируют с помощью газогенератора, который выполнен, например, в виде емкости с газифицируемым рабочим телом. При этом рабочее тело под давлением вытесняется в объем ЖВО, заполняя его мелкодисперсной газожидкостной средой. Это способствует минимизации габаритов ЛА, повышению надежности системы формирования давления и снижению стоимости ЛА в целом.

Кроме того, рабочее тело выполняют в виде эндотермического хладагента, испаряющегося во внутренних полостях аппарата, иглы и конуса газовоздушного обтекателя и имеющего хладоресурс, достаточный для охлаждения аппарата во время полета. При испарении хладагент поглощает энергию, связанную с парообразованием, снижает температуру соответствующих узлов и систем, повышая их надежность. Этим обеспечивается работоспособность ЛА в режиме больших скоростей полета. Кроме того, при этом отпадает необходимость в использовании других мер теплозащиты. Соответственно, снижается стоимость ЛА, улучшаются массогабаритные характеристики.

Кроме того, рабочее тело выполняют в виде жидкого энергоносителя, сгорающего в кормовой камере сгорания. При этом струя рабочего тела, встречая поток набегающего воздуха, заполняет аэродинамический конус мелкодисперсной газожидкостной средой, которая обтекает носовую часть ЛА и сносится к его кормовой части. Там эта мелкодисперсная среда оказывается в зоне протекания химических реакций в камере внешнего сгорания. Как показали исследования, выпуск жидкого горючего в качестве охлаждающей жидкости оказывается эффективным средством не только охлаждения, но и повышения тяги ЛА при использовании открытой камеры сгорания.

Далее покажем, что именно благодаря существенным отличиям предлагаемого способа обеспечивается требуемый технический результат.

То, что используют рабочее тело, имеющее при нормальных условиях плотность не менее 0.06 г/см ³, выпускают струи рабочего тела из иглы со скоростью истечения

где _Возд - плотность воздуха, окружающего летательный аппарат;

_РТ - плотность рабочего тела,

при этом аэродинамический конус заполняют мелкодисперсной газожидкостной средой и обеспечивают касание образующими конуса погранслоя на головной части летательного аппарата, позволяет обеспечить эффективное снижение сопротивление полету ЛА. При этом топливо двигателя ЛА, уменьшенное на массу израсходованного рабочего тела, обеспечивает большую дальность и скорость полета с учетом существенного снижения сил трения при полете ЛА в сверхзвуковом режиме.

То, что струи рабочего тела при выходе из иглы направляют под углом к продольной оси иглы, причем >>0,

где - внешний угол между осью иглы и образующей конуса, позволяет также оптимизировать параметры ЖВО - системы снижения атмосферного трения, чтобы повысить выигрыш в снижении сопротивления полету ЛА.

То, что давление, под которым выпускают струи рабочего тела, формируют с помощью газогенератора, причем рабочее тело выполнено в виде жидкости, пасты или суспензии, а газогенератор выполнен в виде емкости с газифицируемым рабочим телом, обеспечивает возможность дополнительного снижения массогабаритных характеристик ЛА за счет использования максимально компактных источников давления газа для формирования газожидкостных струй, образующих ЖВО.

Кроме того, то, что рабочее тело выполняют в виде эндотермического хладагента, испаряющегося во внутренних полостях аппарата, иглы и конуса газовоздушного обтекателя и имеющего хладоресурс, достаточный для охлаждения аппарата во время полета, обеспечивает требуемый технический результат, состоящий в повышении надежности и снижении стоимости ЛА, с учетом необходимости эффективного теплоотвода от нагревающихся элементов конструкции ЛА.

Кроме того, то, что рабочее тело выполняют в виде жидкого энергоносителя, сгорающего в кормовой камере сгорания, позволяет дополнительно повысить энергообеспечение ЛА, создавая дополнительную тягу за счет горения рабочего тела в объеме внешней камеры сгорания. Этим достигается максимальная эффективность реализации предлагаемого способа.

Достигаемый при этом технический результат состоит в экономии горючего, повышении КПД ВРД, уменьшении его веса и габаритов.

При этом также повышается эффективность протекания химических реакций, поскольку мелкодисперсность рабочего тела и его предварительный разогрев в объеме ЖВО способствуют наработке активных радикалов и соответствующему снижению порога протекающих химических реакций.

При этом повышаются тягово-экономические характеристики и надежность (стабильность работы) двигателя, снижаются его массо-габаритные параметры, расход топлива и эксплуатационные затраты.

Кроме того, уменьшение габаритов и массы двигателя позволяет, очевидно, снизить стоимость ЛА в целом, повысить его надежность, дальность полета.

Следует также отметить возможность использовать полученный эффект для одновременного улучшения габаритных, маневренных и других характеристик ЛА, поскольку долю выигрыша от использования части бортового ресурса массы на создание аэродинамического обтекателя (с учетом снижения потерь трения атмосферы) можно израсходовать для одновременного улучшения его стоимостных и/или экономических параметров, на улучшение ряда других характеристик ЛА - уменьшение массогабаритных характеристик, повышение дальности полета, снижение стоимости, повышение надежности и др.

Таким образом, показано, что требуемый технический результат, действительно, достигается за счет существенных отличий предлагаемой установки.

Проведенные эксперименты показали реализуемость предлагаемого изобретения.