комбинированный способ уменьшения заметности силовой установки летательного аппарата в радиолокационном, инфракрасном, акустическом диапазонах длин волн с обеспечением изменения вектора ее тяги

Формула изобретения

1. Способ уменьшения заметности силовой установки летательного аппарата в радиолокационном, инфракрасном и акустическом диапазонах длин волн, по которому устанавливают в поток газа экранирующее приспособление, отличающийся тем, что экранирующее приспособление выполняют в виде противорадиолокационной и противоинфракрасной решеток, уменьшающих акустическую заметность, при этом противоинфракрасную решетку располагают ближе к двигателю силовой установи, чем противорадиолокационную решетку.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что противорадиолокационную решетку располагают за противоинфракрасной решеткой в направлении против полета летательного аппарата.

3. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что решетки соединяют между собой разъемным соединением.

4. Способ по п. 1 или 2, отличающийся тем, что противорадиолокационную и противоинфракрасную решетки выполняют как единое целое.

5. Способ по п. 4, отличающийся тем, что части ребер противоинфракрасной решетки установливают между ребрами противолокационной решетки.

6. Способ по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что ребра противоинфракрасной решетки выполняют наклонными или профилированными для плавного изменения направления потока газов.

7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что входное и выходное сечения каждого из каналов решетки не перекрывают друг друга в проекции на вертикальную плоскость.

8. Способ по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что ребра инфракрасной решетки выполняют радиальными.

9. Способ по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что решетки располагают в дозвуковой или звуковой части сопла.

10. Способ по любому из пп. 1-9, отличающийся тем, что для устранения потерь тяги при полете без обеспечения малой заметности по крайней мере одну из решеток убирают в корпус летательного аппарата.

11. Способ по любому из пп. 1-10, отличающийся тем, что экранирующее приспособление выполняют поворотным для изменения вектора тяги силовой установки.

12. Способ по любому из пп. 1-10, отличающийся тем, что ребра противоинфракрасной решетки выполняют поворотными для измерения вектора тяги.

13. Способ по любому из пп. 9-12, отличающийся тем, что при сверхзвуковом сопле экранирующее приспособление не выступает за критическое сечение сопла.

14. Способ по любому из пп. 9-13, отличающийся тем, что угол между поверхностью сверхзвуковой части сопла и внешней поверхностью экранирующего приспособления превышает 90^o.

15. Способ по любому из пп. 9-14, отличающийся тем, что в дозвуковой или звуковой части сопла выполняют прорези для движения в них экранирующего приспособления при его убирании и/или при регулировке характеристик сопла.

16. Способ по любому из пп. 9-15, отличающийся тем, что для сверхзвукового регулируемого сопла экранирующее приспособление выполняют с возможностью исключения полного перекрытия сопла.

17. Способ по любому из пп. 1-16, отличающийся тем, что экранирующее приспособление выполняют из двух створок с образованием между ними в сомкнутом состоянии угла, равного 100-110^o.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к средствам уменьшения заметности летательного аппарата (ЛА), в частности его силовой установки (СУ).

Известен способ уменьшения заметности в радиолокационном (РЛ) диапазоне длин волн (патент США 4149689 от 17.04.1079) [1], представляющий собой размещение множества близкорасположенных металлических стержней перед входом в воздухозаборник и за срезом сопла силовой установки в виде решетки, причем стержни расположены на незначительном расстоянии друг от друга - L, зависящем от длины волны облучающей радиолокационной станции , причем

Недостатками известного способа уменьшения заметности силовой установки летательного аппарата являются:

- не обеспечивает защиту от волн длин инфракрасного и акустического диапазона, так как сквозь щели между стержнями просматриваются нагретые элементы сопла;

- не обеспечивает уменьшения заметности со всех ракурсов, в частности, перпендикулярных и близких перпендикулярным образующей конуса;

- не позволяет избежать потери тяги и увеличения проходного сечения сопла из-за того, что стержни расположены на незначительном расстоянии друг от друга

- не обеспечивает защиту от радиолокационных волн малой длины, т.к. с уменьшением длины волны уменьшаются расстояния между стержнями;

- не обеспечивает защиту летательных аппаратов звукового и сверхзвукового диапазона скоростей полета;

- не обеспечивает возможности регулировать вектор тяги.

Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности уменьшения заметности силовой установки летательного аппарата в радиолокационном, инфракрасном, акустическом диапазонах длин волн, обеспечение уменьшения ее заметности во всех ракурсах экранирования силовой установки, обеспечение снижения потерь тяги и управления вектором тяги силовой установки.

Указанный результат достигается тем, что в способе в потоке газа устанавливают экранирующее приспособление, которое выполняют в виде противорадиолокационной и противоинфракрасной решеток, уменьшающих акустическую заметность. При этом противоинфракрасную решетку размещают ближе к двигателю силовой установки, чем противорадиолокационную решетку.

Противорадиолокационную решетку располагают за противоинфракрасной решеткой в направлении против полета летательного аппарата. Решетки соединяют между собой разъемным соединением или выполняют зацело, располагая части ребер противоинфракрасной решетки между ребрами противорадиолокационной решетки.

Ребра противоинфракрасной решетки выполняют наклонными или профилированными для плавного изменения направления потока газов. Входное и выходное сечения каждого канала решетки не перекрывают друг друга в проекции на вертикальную плоскость. Ребра противоинфракрасной решетки выполняют радиальными.

Решетки располагают в дозвуковой или звуковой части сопла.

Для устранения потерь тяги при полете без обеспечения малой заметности, по крайней мере, одну из решеток убирают в корпусе летательного аппарата. В одном из вариантов приспособление выполняют поворотным в любой плоскости на любой заданный угол для изменения вектора тяги силовой установки.

В другом варианте ребра противоинфракрасной решетки выполняют поворотными для изменения вектора тяги.

При сверхзвуковом сопле приспособление не выступает за критическое сечение сопла. Угол между поверхностью сверхзвуковой части сопла и внешней поверхностью приспособления превышает 90^o.

В дозвуковой или звуковой частях сопла выполняют прорези для движения в них приспособления при его уборке и/или при регулировке характеристик сопла.

Для сверхзвукового регулируемого сопла приспособление выполняют с возможностью исключения полного перекрытия сопла.

Приспособление может быть выполнено их двух створок с образованием между ними в сомкнутом состоянии угла 100-110^o.

Сущность способа поясняется чертежами.

На фиг. 1 изображена схема двигателя ЛА с дозвуковым соплом и предлагаемым универсальным устройством.

На фиг.2 приведена схема регулируемого сверхзвукового сопла с предлагаемым вариантом универсального устройства.

На фиг.3 - схема противорадиолокационной решетки.

На фиг.4 - схема вариантов противоинфракрасной решетки.

На фиг.5 приведена эффективность предлагаемого соплового устройства.

На фиг. 6 приведены индикатрисы инфракрасного излучения без приспособления для уменьшения заметности.

На фиг.7 приведены индикатрисы инфракрасного излучения с использованием приспособления для уменьшения заметности.

На фиг. 8 приведен график изменения температуры горения тепловых ложных целей по времени.

На фиг.9 - вариант универсального устройства для сверхзвукового сопла.

На фиг.10 - схемы различных решеток для дозвукового и звукового сопла и влияние их вида на потери тяги СУ.

На фиг.11 - СУ с изменением вектора тяги с помощью поворотных створок.

На фиг.12 изображена схема СУ с предлагаемым вариантом устройства уменьшения заметности и поворота вектора тяги.

На фиг.13 изображена часть противоинфракрасной решетки.

На фиг.14 - плоское сопло с предлагаемым универсальным устройством.

На фиг.15 - решетка с радиальными ребрами.

На фиг.16 - установка решетки перед входом в СУ.

На фиг.17 - график уменьшения времени слышимости объема по времени.

Осуществления способа поясняется на примере устройства.

В радиолокационном диапазоне длин волн.

При облучении ЛА с задней полусферы (ЗПС) радиолокационной станцией (РЛС) противника электромагнитные волны не попадают в СУ 1 благодаря наличию на выходе противорадиолокационной решетки 2 предлагаемого универсального устройства (приспособления) 3.

Непопадание электромагнитной энергии в сопло 4 СУ 1 достигается тем, что размеры ячеек 5 решетки подобраны соответствующим образом. Так, при квадратной ячейке ее размер А (фиг.3) должен быть не больше где - длина облучающей РЛС, при этом глубина W ячейки определяется из соотношения

P = P_oe^-2W,

где W - глубина канала,

- коэффициент (определяется по графику на стр. 56 [2]);

Р - энергия, прошедшая через решетку;

Р₀ - падающая энергия.

Р приравнивается нулю или любому малому значению в зависимости от требований по уменьшению заметности, и при известном находится W. Толщина D выбирается по условиям прочности устройства.

В этом случае энергия не попадает в СУ ЛА (Р=0) и ее заметность в радиолокационном диапазоне - эффективная поверхность рассеяния - уменьшается почти на два порядка (фиг.5).

В инфракрасном диапазоне длин волн.

На фиг.1 приведена схема СУ ЛА.

На различных частях СУ отмечены цифрами с 1 по 12 точки.

Температура этих точек приведена в таблице для одного из режимов работы СУ.

Из таблицы видно, что самая низкая температура на срезе сопла (точка 6). Следовательно, если экранировать горячие точки и сделать так, что тепловая головка самонаведения (ТГС) ракеты будет "видеть" только срез сопла, то вероятность срыва ее наведения на СУ ЛА равна единице, так как ТГС реагирует на температуру 430-650^o.

Функцию экрана выполняет противоинфракрасная решетка 6 предлагаемого устройства 3. Ее каналы 7 (фиг.4) выполнены таким образом, что полностью делают невидимыми горячие точки СУ с любого угла наблюдения. Для этого они выполнены наклонными или профилированными (для постепенного поворота потока с целью уменьшению потерь тяги) таким образом, что с любого ракурса (90^o по азимуту, и 90^o по углу места) задний (против полета) торец ребра 8 находится выше переднего торца вышерасположенного ребра.

Эффективность этого способа позволяет более чем на порядок снижать интенсивность излучения СУ (фиг. 6, 7), вычисляемой по закону Стефана - Больцмана:



= кT⁴S,

где Ф - мощность теплового излучения,

- коэффициент излучения,

к - постоянная, равная 5,6,710^-12 Вт/см² град⁴,

S - величина излучающей поверхности,

- пространственный угол.

Так как интенсивность излучения J зависит от температуры нагретого тела и если температурные режимы СУ будут выше приведенных (например, на форсажных режимах сверхзвуковых сопел - фиг.2), то эффективность этого способа остается высокой даже при использовании ложных тепловых целей (ЛТЦ), так как потребуется значительно меньшее их количество, чем при отсутствии устройства (зависимость температуры горения ЛТЦ по времени приведена на фиг.8). Видно, что чем ниже температура, после которой надо отстреливать следующую ЛТЦ, тем больше время между отстрелами, т.е. уменьшается количество расходуемых ЛТЦ примерно в 2-3 раза.

Все вышеизложенное распространяется на дозвуковые, звуковые и сверхзвуковые сопла. При этом для сверхзвуковых сопел (фиг.2) поверхность устройства 3 должна составлять с поверхностью сверхзвуковой части 9 сопла тупой угол для избежания уголковых отражателей. Угол должен составлять не менее 100-110^o. Если этого обеспечить не удается, то поверхность дозвуковой части 10 (фиг.9) сопла между устройством 3 и критическим сечением сопла 10 должна быть покрыта радиопоглощающим материалом 11.

При рассмотрении влияния устройства на потери тяги (фиг.5, 10) видно, что устройство вызывает потери тяги ~ 3%, при этом на долю противорадиолокационной решетки приходится ~ 1%, на долю противоинфракрасной ~ 2%.

Для избежания этих потерь устройство 3 может выдвигаться из потока, когда не требуется режим малозаметного полета. Для этого в дозвуковой или в звуковой части сопла выполнены прорези 12, через которые решетки убираются внутрь корпуса 13 ЛА с помощью, например, цилиндра 14 (фиг.2).

Эти прорези 12 могут служить для перемещения подвижных створок 15 и 16 сопла при регулировании его тяги (фиг.2).

Таким образом, предлагаемое устройство позволяет снизить заметность СУ с ЗПС примерно на два порядка в радиолокационном диапазоне и больше чем на порядок в инфракрасном диапазоне длин волн.

На фиг. 10 приведены в том числе схемы универсального устройства в 2-х вариантах: с отдельно выполненными противорадиолокационной и противоинфракрасной решетками (вариант 5а) и универсального устройства, выполненного как единое целое двух решеток (вариант 5б).

При этом противорадиолокационная решетка установлена между ребрами противоинфракрасной решетки, что уменьшает массу универсальной решетки.

Управление вектором тяги происходит следующим образом.

Устройство содержит экранирующее устройство, установленное в потоке газа и состоящее из противорадиолокационной и противоинфракрасной решеток. При этом устройство выполнено поворотным для изменения вектора в любом заданном направлении при сохранении свойств средства уменьшения заметности в РЛ-, ИК-диапазонах, в акустическом диапазоне.

Устройство может быть расположено в дозвуковой или звуковой части сопла.

Устройство работает следующим образом.

1. С точки зрения уменьшения заметности СУ.

В радиолокационном диапазоне: нет отличия от вышеизложенного.

В инфракрасном диапазоне отличие заключается в том, что ребра 8 противоинфракрасной решетки 6 имеют при той же длине больший изгиб или длину, большую, чем в предыдущем варианте с целью, чтобы при повороте универсального устройства 3 на угол не просматривались горячие точки сопла (см. фиг.13).

2. С точки зрения изменения вектора тяги.

Устройство содержит (фиг. 12) универсальную решетку 3, закрепленную шарнирно на корпусе 17 СУ 1 с помощью цилиндров 18, обеспечивающих вращение решетки 3 в любом направлении до заданного максимального угла отклонения (фиг.13).

Установка универсальной решетки в плоском сопле позволяет расширить его функциональные возможности (фиг.5): если без универсального устройства изменение вектора тяги происходит только по тангажу, то вращение универсального устройства в любом направлении, которое как и в случае круглого сопла обеспечивается с помощью 18, позволяет менять вектор тяги в любом направлении (фиг.14). Изменение вектора тяги можно получить и вращением ребер решетки 6 с помощью, например, цилиндра 19. Ребра при этом закреплены на осях 20 и объединены тягой 21 (фиг.11).

Таким образом, универсальное устройство не только уменьшает заметность СУ с ЗПС, но и позволяет менять вектор тяги в любом направлении. При этом сокращается масса СУ, упрощается конструкция, расширяются функции СУ.

Каналы 7 решетки 6 универсального устройства 3 могут быть произвольной формы, в том числе могут быть образованы радиальными изогнутыми перегородками (фиг.15). При этом перегородки изогнуты по длине таким образом, что через каналы, образованные ими, не просматриваются элементы силовой установки (СУ) с любого ракурса.

Такая решетка может быть установлена перед СУ (фиг.16) для уменьшения заметности как в РЛ-диапазоне волн (особенно при покрытии перегородок специальным материалом), так и в акустическом.

Работа универсального устройства в акустическом диапазоне волн.

Основными элементами, создающими шум являются: струя двигателя и вентилятор. Шум от вращающегося с большой скоростью вентилятора гасится решеткой, стоящей перед СУ. Решетка за СУ снижает интенсивность шума на ~ 5-6 дБ, т.е. больше чем в 3 раза; при этом снижается дальность слышимости самолета на 30% (фиг.17).

Снижение шума с помощью решеток объясняется следующим. Шум газовой струи двигателя (основной источник шума на самолете) объясняется ее турбулентностью и характеризуется числом Струхаля:



где V - скорость потока,

d - характерный размер отверстия истечения,

k - частота колебаний частиц в потоке.

При одной и той же скорости потока уменьшение проходного сечения потока вызывает повышение частоты, а более высокая частота быстрее затухает в воздухе - см. фиг. 17, что уменьшает дальность, с которой слышится самолет.

Источники информации

1. Патент США 4149689 от 17.04.1979.

2. Айзенберг Г.З. Антенны УКВ. - М.: Связь, 1977, с. 50-56.