способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата и устройство для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, заключающийся в отборе части разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к управляющим поверхностям летательного аппарата, отличающийся тем, что производят локальный выдув с дозвуковой скоростью струи разогретой смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на боковых поверхностях руля направления, верхней и нижней поверхностях руля высоты летательного аппарата, а также на нижних поверхностях левой и правой несущих плоскостей в обтекающий рули воздушный поток, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации от передней кромки указанных рулевых плоскостей в направлении хорды плоскости каждого руля, перекрывая сверхзвуковым или высокоскоростным дозвуковым (число Маха больше 0,7) потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки, а также при маневрировании летательного аппарата, причем создание управляющего момента в управляющем профиле производят за счет выдува разогретого газа через одну из двух поверхностей управляющего профиля или за счет неодинакового выдува разогретого газа через нижние поверхности левой и правой несущих плоскостей.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата в созданный плоскими соплами сверхзвуковой поток воздуха.

4. Устройство для изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, содержащее фюзеляж, по меньшей мере одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили в виде по крайней мере руля направления и руля высоты, отличающееся тем, что двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на боковых поверхностях руля направления, нижней и верхней поверхностях руля высоты летательного аппарата, причем наружные поверхности зон выдува расположены на уровне поверхности соответствующих плоскостей рулей, на передней кромке руля направления и руля высоты смонтированы сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, в проекции которых находятся все зоны локального выдува.

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что в качестве руля высоты используют часть хвостового оперения.

6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.

7. Устройство по пп.4-6, отличающееся тем, что проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке соответствующей поверхности рулей рядами, один за другим.

8. Устройство по пп.4-6, отличающееся тем, что проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха соответствующей плоскости рулей рядами, один за другим, перпендикулярно хорде рулевой поверхности и направлению набегающего воздушного потока.

9. Устройство по п.4 или 6, отличающееся тем, что выходное сечение сверхзвуковых сопел перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок, а плоские корпуса сопел расположены вплотную к обдуваемой поверхности рулей.

10. Устройство по п.4 или 6, отличающееся тем, что перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного пограничного слоя.

11. Устройство по п.4 или 6, отличающееся тем, что между проницаемыми пористыми вставками и прилегающей поверхностью несущей плоскости установлена экранно-вакуумная изоляция.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, путем регулирования подъемной (поперечной) силы на управляющих профилях дозвуковых и сверхзвуковых летательных аппаратов улучшить их маневренные свойства.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является устройство газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата (патент РФ №2148179, опубл. 27.04.2000 г.). В конструкцию устройства входит двигатель, канал воздухозаборника, канал выхлопных газов двигателя, рулевая поверхность, удлинительная труба двигателя, которая служит каналом подвода выхлопных газов к рулевой поверхности. При этом к удлинительной трубе организован подвод воздуха с более низкой температурой, чем выхлопные газы двигателя. Недостатком указанной системы газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата является то, что она недостаточно эффективна для решения задач маневрирования на отдельных этапах полета, так как внешний характер газодинамического обдува рулевой поверхности не позволяет обеспечить только за его счет весь процесс маневрирования самолетом. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов.

Изобретение направлено на решение задачи изменения, в частности регулирования поперечной силы летательного аппарата для обеспечения максимального управляющего момента.

Технический результат состоит в том, что появляется возможность за счет практически мгновенного (на три порядка меньше, чем в применяющихся системах маневрирования) изменения поперечной силы, приложенной к поверхности управляющего профиля на всех режимах полета летательного аппарата, повысить эффективность управления рулевыми поверхностями, предназначенными для создания управляющих моментов, без применения сложных механических или иных систем тяг.

Технический результат достигается тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, заключающемся в отборе части разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к управляющим поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью струи разогретой смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на боковых поверхностях руля направления, верхней и нижней поверхностях руля высоты, а также на нижних поверхностях левой и правой несущих плоскостей летательного аппарата в обтекающий рули воздушный поток, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки указанных рулевых плоскостей в направлении хорды плоскости каждого руля, перекрывая сверхзвуковым или высокоскоростным дозвуковым (число Маха больше 0,7) потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки, а также при маневрировании летательного аппарата, причем создание управляющего момента в управляющем профиле производят за счет выдува разогретого газа через одну из двух поверхностей управляющего профиля или за счет неодинакового выдува разогретого газа через нижние поверхности левой и правой несущих плоскостей.

Кроме того, поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата.

Кроме того, поворот и наклон или наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува поверхностей рулей летательного аппарата в созданный плоскими соплами сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой (число Маха больше 0,7) поток воздуха.

Технический результат достигается также тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили в виде по крайней мере руля направления и руля высоты, двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на боковых поверхностях руля направления, нижней и верхней поверхностях руля высоты летательного аппарата, причем наружные поверхности зон выдува расположены на уровне поверхности соответствующих плоскостей рулей, на передней кромке руля направления и руля высоты смонтированы сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, в проекции которых находятся все зоны локального выдува.

Кроме того, в качестве руля высоты используют часть хвостового оперения.

Кроме того, зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке соответствующей поверхности рулей рядами, один за другим.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха соответствующей плоскости рулей рядами, один за другим, перпендикулярно хорде рулевой поверхности и направлению набегающего воздушного потока.

Кроме того, выходное сечение сверхзвуковых сопл перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок, а плоские корпуса сопл расположены вплотную к обдуваемой поверхности рулей.

Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного пограничного слоя.

Кроме того, между проницаемыми пористыми вставками и прилегающей поверхностью несущей плоскости установлена экранно-вакуумная изоляция.

Таким образом, применение перекрытия искусственно созданными сверхзвуковыми или высокоскоростными дозвуковыми (число Маха больше 0,7) воздушными потоками зон локального выдува дозвуковых газовых струй позволяет решить указанную задачу и достичь заявленного технического результата. Это позволяет расширить возможности для маневрирования летательными аппаратами и повысить безопасность полетов.

Предлагаемое техническое решение основано на известном теоретическом положении, согласно которому при локальном выдуве разогретого газа в холодный набегающий сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия Л.А.Вулиса (см. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. М., Наука. 1969 г., стр. 188-189) происходит торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, струя выдуваемого газа является препятствием для набегающего потока, и перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, который передается на поверхность управляющего профиля. Дозвуковая поперечная струя разогретого газа со скоростью, меньшей скорости обтекающего профили воздушного потока, выдуваемого через проницаемые пористые вставки, является также препятствием для высокоскоростного дозвукового (число Маха больше 0,7) набегающего потока, который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким. В результате давление газа в области выдува значительно повышается.

Повышение давления в области локального тепломассоподвода может привести к отрыву потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию местной отрывной зоны, что обусловливает усиление геометрического воздействия на сверхзвуковой или высокоскоростной дозвуковой (число Маха больше 0,7) поток и дальнейшее повышение давления. Интенсивность торможения потока возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности управляющего профиля по дозвуковой части пограничного слоя. Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Сформировавшаяся вследствие этого поперечная сила, действующая, например, на нижнюю поверхность руля высоты или несущей плоскости, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность при отсутствии локального выдува газа в сверхзвуковых или высокоскоростных дозвуковых струях воздуха. Это и является причиной увеличения поперечной силы там, где производится выдув газа, благодаря чему создается требуемый управляющий момент и отпадает необходимость в сложной механизации для отклонения рулевых поверхностей.

Кроме того, из-за образования локальных отрывных зон при местном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока, снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.

Для обеспечения работоспособности конструкции управляющего профиля в условиях тепломассоподвода организуется локальное охлаждение участков его поверхности.

Возможность торможения сверхзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном неизотермической выдуве газа в поток подтверждается экспериментальными данными, приведенными в литературных источниках.

Перечисленные физические эффекты не поддаются простому суммированию, так как в их основе лежат сложные газодинамические процессы, которые имеют нелинейный характер. При определенном сочетании параметров набегающего потока воздуха и струи выдуваемого газа эти процессы могут усиливать друг друга и приводить к формированию значительной поперечной силы (см. "Течение газа с подводом тепла вблизи внешней поверхности тела". Обзор ОНТИ ЦАГИ. Москва, 1971. №347, стр. 185.; Низовцев В.М., Москалец Г.Н. Влияние расположения области локального тепломассоподвода на распределение давления и трения по поверхности летательного аппарата в сверхзвуковом потоке вязкого газа. Сборник "Методы исследований аэротермодинамических характеристик гиперзвуковых летательных аппаратов". Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа". ЦАГИ, 1992 г., стр. 140-141.; Низовцев В.М. Численные расчеты структуры отрывных зон в ламинарном и турбулентном пограничном слое сжимаемого газа при локальном массотеплоподводе. Сборник "Турбулентный пограничный слой". Тезисы докладов ежегодной научной школы-семинара ЦАГИ "Механика жидкости и газа". ЦАГИ, 1991 г., стр. 103.; Низовцев В.М. Sharp air fall head flux and surface loading distribution particularity in hypersonic viscose flow with local head mass supply. Тезисы докладов Международной конференции "Исследования гиперзвуковых течений и гиперзвуковые технологии". ЦАГИ, 1994 г, стр. 17-18).

На чертеже показан (вид сбоку) в качестве примера устройства управляющий профиль, которым в данном случае является руль высоты, где в, d - граница пристеночного (пограничного) слоя; е - точка отрыва пограничного слоя; f - область возвратного течения; g - дозвуковая струя газа, нормальная к обтекаемой поверхности; i - граница дозвуковой струи газа, нормальной к поверхности; j - граница сверхзвуковой струи газа, вытекающего из сопла параллельно обтекаемой поверхности. Кроме того, на чертеже приведены следующие обозначения: М - число Маха потока; T - температура набегающего потока; р - давление набегающего потока; V - скорость набегающего потока; v - местная скорость газа; Т - температура газа, выдуваемого через пористые вставки; р - давление газа на поверхности руля в окрестности пористой вставки; Yвв -усилие, приложенное к верхней поверхности руля высоты; Yвн - усилие, приложенное к нижней поверхности руля высоты; Мвв, Мвн - вращающие моменты, создаваемые рулем высоты.

Устройство содержит руль высоты 1, являющийся управляющим профилем. Кроме него управляющими профилями являются руль направления и несущие плоскости. На нижней поверхности 2 управляющего профиля 1 установлены проницаемые пористые вставки 3 вровень с нижней поверхностью 2 для поперечного относительно набегающего холодного воздушного потока выдува разогретой газовоздушной смеси через них. Под обеими поверхностями управляющего профиля 1 в их внутреннем объеме установлена магистраль 4, соединенная с проницаемыми вставками 3 и, например, с выхлопным соплом двигателя или газогенератором (не показаны), а также с воздухозаборником через магистраль 5. Таким образом, перед подачей в проницаемые пористые вставки 3 горячий и холодные газы смешиваются в магистрали 4. Под верхней поверхностью 6 управляющего профиля 1 установлена магистраль 7, соединенная, например, с компрессором двигателя (не показаны) и ресивером 8 для подачи в последний сжатого воздуха. Ресивер 8 установлен в окрестности передней кромки управляющего профиля 1. Ресивер 8 непосредственно соединен с входом плоского сверхзвукового сопла 9. Проницаемые пористые вставки 3 могут быть размещены параллельно передней кромке соответствующей поверхности рулей 1 рядами, один за другим. Кроме того, проницаемые пористые вставки 3 могут быть размещены вдоль размаха соответствующей плоскости рулей рядами, один за другим, перпендикулярно хорде рулевой поверхности и направлению набегающего воздушного потока. Выходное сечение сверхзвуковых сопл 9 перпендикулярно плоскости расположения наружных поверхностей вставок 3, а плоские корпуса сопл расположены вплотную к обдуваемой поверхности управляющих профилей 1. Перед каждой проницаемой вставкой 3 и параллельно ей выполнена прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного (пограничного) слоя. Между проницаемыми пористыми вставками 3 и прилегающей поверхностью рулей или несущей плоскости установлена экранно-вакуумная изоляция.

Устройство работает следующим образом.

В ходе полета летательного аппарата требуется осуществлять маневрирование, в частности изменять высоту полета с помощью руля высоты, проводить развороты влево, вправо с помощью руля направления, осуществлять крен влево, вправо с помощью обеих несущих плоскостей. Поскольку предложенный способ применим ко всем трем указанным управляющим профилям, постольку рассмотрим работу устройства на примере руля высоты 1.

Руль высоты 1 при полете летательного аппарата находится в дозвуковом потоке воздуха (число Маха меньше 1). Для уменьшения высоты летательного аппарата его носовая часть должны быть направлена вниз, то есть для создания такого вращательного момента (момента тонгажа) необходимо сформировать поперечную силу, приложенную к поверхности руля высоты 1 и направленную вверх (см. чертеж). Для этого формируют область повышенного давления на внешней стороне нижней поверхности 2 руля высоты 1 за счет поперечного относительно этой поверхности выдува с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости набегающего внешнего воздушного потока, разогретого газа в холодный набегающий воздушный поток через проницаемые пористые вставки 3, установленные на нижней 2 и верхней 6 поверхностях руля высоты 1 на одном уровне с поверхностью. Для этого отбирают разогретый, например, от выхлопного сопла или газогенератора газ и подают его в магистраль 4, в которой он смешивается с воздухом, отобранным через канал 5 от воздухозаборника или компрессора двигателя (не показаны), образуя газовоздушную смесь. Эта газовоздушная смесь в необходимой пропорции поступает через регулирующие элементы к проницаемым пористым вставкам 3 на нижней 2 или верхней 6 поверхностях руля высоты 1. Через проницаемые пористые вставки 3 производят с дозвуковой (число Маха больше 0,7) скоростью выдув газа во внешний набегающий высокоскоростной дозвуковой воздушный поток. При этом скорость выдува газа через проницаемые пористые вставки 3 меньше скорости внешнего воздушного потока. На этапе взлета и посадки, когда скорость летательного аппарата недостаточна для формирования значительно поперечной силы, определяющей вращательный момент, осуществляют кратковременный отбор воздуха от компрессора турбореактивного двигателя (не показан) через герметичную магистраль 7 в ресивер 8 плоских сверхзвуковых или дозвуковых сопл 9 для создания дополнительного высокоскоростного (с числом Маха больше 0,7) воздуха, параллельного поверхности 2 или 6 в их пристеночной области. В этом случае на поверхности управляющего профиля образуется вполне достаточная поперечная сила, а необходимый вращательный момент формируется степенью подачи (неодинакового выдува) разогретого газа через проницаемые вставки 3 с той и другой стороны управляющего профиля 1.

Температура газа, который отбирается от газогенератора, выхода камеры сгорания или выхода турбины зависит от величины потребной дополнительной подъемной силы, создающей управляющий момент, которая тем выше, чем больше температура этого газа. Однако указанная температура ограничена сверху прочностными характеристиками конструкционных материалов, а снизу должна превышать температуру набегающего воздушного потока на 160-200 градусов Кельвина. При этих сравнительно низких температурах дополнительная подъемная сила еще достаточно велика (приемлема) для создания управляющего момента. В то же время суммарная масса отбираемой газовоздушной смеси в единицу времени оказывается сравнительно небольшой и составляет 0,2-0,5% от массового расхода газа через двигатель, то есть расхода газа в единицу времени.

Функционирование других управляющих профилей осуществляется аналогичным образом, то есть за счет выдува разогретого газа через одну из двух поверхностей управляющего профиля. Создание момента крена осуществляют за счет неодинакового выдува разогретого газа через нижние поверхности левой и правой несущих плоскостей.

Особенно важным является применение данного способа при взлете и посадке, когда скорость летательного аппарата может оказаться недостаточной для выполнения маневрирования с использованием механических тяг и отклоняющихся поверхностей.