Патент на изобретение №2172278
|
||||||||||||||||||||||||||
(54) ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
(57) Реферат: Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат (ЛА) содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением с магнитогазодинамическим генератором на входе камеры сгорания и систему активной тепловой защиты – преобразования углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла. Указанные реакторы расположены в обшивке носовой части фюзеляжа и передних кромок крыльев и связаны с камерой сгорания двигателя. Дополнительно имеется устройство управления обтеканием, содержащее блок генерации искусственного плазменного образования, связанную с ним систему электродов из анодов и катодов и преобразователь энергии. Электроды размещены в носовой части фюзеляжа и в передних кромках крыльев в области расположения каталитических реакторов системы тепловой защиты. Через преобразователь энергии блок генерации искусственного плазменного образования связан с магнитогазодинамическим генератором. Эффект от применения заявленного устройства состоит в уменьшении лобового сопротивления. 1 ил. Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к движущимся с гиперзвуковыми или сверхзвуковыми скоростями летательным аппаратам с воздушно-реактивными двигателями. Известны ЛА с различными системами управления обтеканием на сверхзвуковых и гиперзвуковых режимах полета и подсистемами, обеспечивающими улучшение аэродинамических характеристик ГЛА при движении в плазменной среде и в атмосфере. Улучшение аэродинамических характеристик ГЛА путем воздействия на гиперзвуковой воздушный поток возможно двумя путями: – изменением геометрических форм самого ЛА или отдельных элементов его конструкции, а также варьированием их взаимного положения, – или воздействием на обтекающий поток сигналом искусственного происхождения заданной формы. Известен “Высокоскоростной летательный аппарат”, патент РФ N 2007332, МПК В 64 С 1/26, БИ N 3, 15.02.94 г. Повышенные эксплуатационные характеристики двигателя, высокие летно-технические характеристики ЛА обеспечиваются путем сжатия потока перед воздухозаборником за счет изменения геометрических форм элементов. Аэродинамическая поверхность ЛА, расположенная перед воздухозаборником, имеет форму с поперечной вогнутостью, кривизна которой увеличивается в направлении потока. При обтекании такой поверхности сверхзвуковым потоком под углом атаки реализуется течение со сходящимися линиями тока и с повышением давления по потоку. Тем самым повышается степень сжатия струи, захватываемой воздухозаборником. Однако при различных сверхзвуковых скоростях реализуемость режимов обтекания с эффектом сжатия, степень которого зависит от геометрических параметров конфигурации, обеспечить крайне сложно. Известен летательный аппарат, патент РФ N 2036823, МПК В 64 С 39/00, 15/12, БИ N 16, 09.06.95 г. Летательный аппарат содержит фюзеляж, устройство управления пограничным слоем у поверхности фюзеляжа и двигатели с изменяемым направлением тяги относительно продольной оси фюзеляжа. Устройство управления пограничным слоем имеет независимую регулировку в передней и задней частях фюзеляжа. Двигатели имеют устройство независимой регулировки тяги по величине и направлению. Устройство управления пограничным слоем построено на принципе воздействия на обтекающий ЛА поток, а именно на принципе отсоса заторможенного пограничного слоя с целью создания разреженного пространства вокруг фюзеляжа. Отсос пограничного слоя производится через перфорацию верхней части поверхности фюзеляжа. Объем отсасываемого газа определяется толщиной пограничного (заторможенного) слоя, потому что именно торможением потока и возникновением противодавления объясняется отрыв потока. Подъемная сила возникает на поверхности фюзеляжа при обтекании его набегающим скоростным поперечным потоком, к которому присоединяется вихрь, возникающий при работе устройства управления пограничным слоем. Поверхность фюзеляжа используется в данном случае для создания подъемной силы вместо крыла как конструктивного элемента летательного аппарата. Однако подобное техническое решение требует больших дополнительных энергозатрат на работу устройства управления пограничным слоем, ухудшающих тяговые характеристики силовой установки. Дополнительные энергозатраты, зависящие от совершенства системы управления пограничным слоем, снижают аэродинамические качества летательного аппарата. Известен также “Гиперзвуковой летательный аппарат”, патент РФ N 2059537, МПК В 64 С 30/00, F 03 H 1/00, БИ N 13, 10.05.96 г., который по максимальному количеству сходных существенных признаков принимается за прототип. В известном ГЛА, принятом за прототип, улучшение аэродинамических характеристик идет путем активной теплозащиты на базе химической регенерации тепла. Происходит охлаждение обшивки фюзеляжа и обтекающего его воздушного потока. Лобовое сопротивление при этом изменяется. Известный ГЛА – это открытая аэротермодинамическая система, преобразующая в работу энергию гиперзвукового набегающего потока. ГЛА содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) со сверхзвуковым горением, камера сгорания (КС) которого имеет на входе магнитогазодинамический (МГД) генератор, и систему активной тепловой защиты – преобразования углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла. Термохимические реакторы (ТХР) расположены в наиболее горячих точках конструкции ГЛА, в частности в носовой части фюзеляжа и в передних кромках крыльев. ТХР связаны с камерой сгорания ПВРД. В открытой аэродинамической системе преобразование энергии гиперзвукового набегающего потока позволяет управлять параметрами входного потока и его профилем и влиять на аэродинамические параметры ГЛА. Известный ГЛА может активно обмениваться энергией с окружающим воздушным потоком таким образом, что часть энергии, обычно в закрытых системах уходившая в потери, возвращается и повышает энергоресурс ГЛА. При крейсерском атмосферном полете ГЛА происходит аэротермодинамический нагрев конструкции планера. Теплопроводная внешняя оболочка обшивки пропускает тепло внутрь обшивки к каталитическим реакторам химической регенерации тепла. Под действием этого тепла происходит преобразование углеводородного топлива. Предварительно смешанные в реакторах химической регенерации тепла углеводородное топливо и вода подвергаются нагреванию и происходит реакция с высоким эндотермическим эффектом. Конструкция планера охлаждается. Для известных конфигураций гиперзвуковых летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями улучшение аэродинамических характеристик происходит за счет взаимного расположения отдельных элементов конструкции. Обычными являются компоновки с фюзеляжем, выполненным в виде несущего корпуса, у которого носовая часть имеет в плане стреловидную, в частности, треугольную, форму. При этом имеет место боковое растекание набегающего потока. Сжатие потока происходит менее эффективно, например, по сравнению с плоским течением. Однако в прототипе даже в условиях активного охлаждения наиболее горячих точек ГЛА (носовая часть, крылья) и частично охлаждаемого пристенного воздушного потока при гиперзвуковом полете существует большое аэродинамическое сопротивление. Взаимодействия воздушного гиперзвукового потока с поверхностью ГЛА не поддаются регулированию. Степень изменения лобового сопротивления при известном воздействии на гиперзвуковой поток только путем охлаждения за счет высокого эндотермического эффекта при термохимических реакциях углеводородного топлива недостаточна. Задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, и технический результат, который может быть получен при осуществлении этого изобретения, заключаются в улучшении аэродинамических характеристик ГЛА, а именно в изменении аэродинамического сопротивления летательного аппарата путем управления обтеканием. Заявляемый ГЛА, как и прототип, содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением с магнитогазодинамическим генератором на входе камеры сгорания двигателя. Имеется также система активной тепловой защиты-преобразования углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла, расположенными в носовой части фюзеляжа и в передних кромках крыльев и связанными с камерой сгорания воздушно-реактивного двигателя. В отличие от прототипа ГЛА снабжен устройством управления обтеканием, которое включает в себя преобразователь энергии и блок генерации искусственного плазменного образования с системой электродов из анодов и катодов. Электроды выполнены из любого проводящего материала. Расположены они в носовой части фюзеляжа и в передних кромках крыльев в области расположения каталитических реакторов. Блок генерации искусственного плазменного образования через преобразователь энергии связан с магнитогазодинамическим генератором прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Достигаемый технический результат обеспечивается благодаря совокупности перечисленных существенных признаков заявляемого изобретения. Предлагаемый ГЛА является открытой аэротермодинамической системой. В такой системе преобразование энергии гиперзвукового набегающего потока позволяет управлять параметрами входного потока и его профилем и влиять на аэродинамические параметры ГЛА. Энергия гиперзвукового набегающего потока преобразуется в различные виды энергии – химическую и электрическую. Часть электроэнергии идет, например, на регулирование потока воздуха во входном контуре гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением. Другая часть идет через преобразователь энергии в блок генерации искусственного плазменного образования для управления аэродинамическим сопротивлением ГЛА. Блок генерации формирует энергетические импульсы для создания искусственных плазменных образований, т.н. “плазменных копей”. Через систему электродов они подаются в различные зоны набегающего потока. Происходит управление обтеканием гиперзвукового потока. В результате аэродинамическое качество увеличивается до 5 и выше за счет изменения аэродинамического сопротивления ГЛА. Перечисленные признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от известных, не выявлены в других технических решениях при анализе данной области техники. Следовательно, имеется новизна и изобретательский уровень заявленного технического решения. Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фигуре изображена схема заявляемого гиперзвукового аппарата. Гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) содержит, как и прототип, прямоточный воздушно-реактивный двигатель 1 со сверхзвуковым горением, магнитогазодинамический генератор 2, расположенный на входе камеры сгорания 3 двигателя, систему активной тепловой защиты-преобразования углеводородного топлива с каталитическими реакторами 4 химической регенерации тепла, расположенными в обшивке носовой части фюзеляжа и передних кромок крыльев и связанными с камерой сгорания 3 двигателя 1. В отличие от прототипа ГЛА снабжен устройством управления обтеканием, включающим в себя блок генерации 5 искусственного плазменного образования и связанную с ним систему электродов 6 из анодов и катодов. Блок генерации 5 искусственного плазменного образования через преобразователь энергии 7 связан с магнитогазодинамическим генератором 2. Аноды и катоды системы электродов 6 выполнены из любого проводящего материала. Электроды 6 размещены в носовой части фюзеляжа и в передних кромках крыльев в области расположения каталитических реакторов 4 системы тепловой защиты. В заявленном изобретении улучшение аэродинамических характеристик несущих поверхностей ГЛА в атмосферном крейсерском режиме полета путем управления обтеканием происходит следующим образом. Часть кинетической энергии набегающего воздушного потока ассимилируется бортовыми подсистемами, повышая общий энергоресурс летящего ГЛА путем преобразования этой энергии в химическую и электрическую энергии. В заявляемом техническом решении ГЛА не защищается от проникновения тепла аэродинамического нагрева извне, а активно “впускает” его внутрь. Под действием этого тепла происходит преобразование углеводородного топлива. Предварительно смешанные углеводородное топливо и вода в каталитических реакторах 4 нагреваются и подготавливаются для проведения термохимических реакций. Реакции происходят с высоким эндотермическим эффектом, что обеспечивает охлаждение конструкции. Одновременно достигаются оптимальные параметры состояния топливной смеси. Улучшается горение исходного углеводородного топлива в камере сгорания ПВРД (1). МГД-генератор 2 на входе камеры сгорания преобразует энергию для управления параметрами входного потока и профилем этого потока в большом диапазоне скоростей, а часть электроэнергии МГД-генератора 2 используется для работы устройства управления обтеканием. От МГД-генератора 2 энергия через преобразователь энергии 7 поступает в блок генерации 5 искусственного плазменного образования. Система электродов 6 из анодов и катодов на выходе блока генерации 5 излучает, формирует плазменные образования в различных зонах набегающего потока. Аэродинамическое сопротивление ГЛА изменяется. Подавая плазменные образования, т.н. “плазменные копья”, в различные зоны набегающего потока, можно управлять обтеканием. Энергетические затраты на создание энергетических образований малы, а увеличение аэродинамического качества ГЛА при этом значительно (до 5 и выше). Расположение системы электродов 6 в области носовой части фюзеляжа и передних кромок крыльев в области размещения каталитических реакторов 4 дают возможность усилить эффект изменения лобового сопротивления, частично получаемый охлаждением за счет эндотермических реакций. Устройство управления обтеканием позволяет создать перед частями ГЛА (нос, кромки крыльев), которые находятся под значительными углами атаки, проводящие плазменные “конструкции”, обладающие малым лобовым сопротивлением по сравнению с соответствующей частью ГЛА. Для носовой части ГЛА это, например, как бы тонкий металлический конус. С помощью этой “конструкции” организуется бесстеночный плазменный разряд, изменяя характеристики которого с помощью системы электродов 6, можно управлять аэродинамическими характеристиками. На предприятии были проведены опыты и математические расчеты. Так, например, расчеты проводились применительно к обтеканию носовой части фюзеляжа при фиксированных значениях газодинамических параметров набегающего потока и расстояния между областью энергоподвода и носовой частью. И расчеты, и опыты, проведенные с разрядом типа “плазменное копье”, показали, что заявленное техническое решение позволяет изменять лобовое сопротивление на простых аэродинамических элементах (пластинка, конус) на 20-30%. Собранная на предприятии установка для создания бесстеночного разряда постоянного тока подтверждает, что заявленное техническое решение позволяет зажигать разряд в любом газе (в т.ч. и в воздухе) при произвольной геометрии разряда и при возможности плавного изменения расстояния между катодом и анодом системы электродов 6. При этом электроды менялись и могли быть любой формы и выполнены из любого проводящего материала. Изменялись ток разряда, напряжение между электродами, ширина темного катодного пространства, толщина плазменного слоя около катода, длина светящейся области около катода вдоль оси разряда. Пространственное разрешение регистрирующей системы составляло 0,1-0,2 мм. Для питания использовался специальный источник постоянного тока. Заявляемое техническое решение позволяет изменять аэродинамическое сопротивление путем управления обтеканием набегающего гиперзвукового потока и, как результат, повышать аэродинамическое качество ГЛА до 5 и выше. Формула изобретения
РИСУНКИ
|
||||||||||||||||||||||||||
