СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗУДАРНОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В АТМОСФЕРЕ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1998 года по МПК B64C21/02 B64C23/00 B64C30/00 

Описание патента на изобретение RU2107010C1

Изобретение относится к авиационной, космической технике и может быть использовано при создании новых видов летательных аппаратов, предназначенных для полета со сверхзвуковыми скоростями как у поверхности Земли, так и на высоте до 150 км.

Известен способ обеспечения движения летательного аппарата со сниженным лобовым сопротивлением, в котором используется активное воздействие на окружающую среду путем вдува газа или сжигания топлива в области кормовой части летательного аппарата (обзор БНТИ ЦАГИ N 617, 1982). При этом происходит снижение составляющей полного лобового сопротивления - донного сопротивления, которое обусловлено образованием за кормой летательного аппарата области пониженного давления P~ < P0, (где P0 - давление в невозмущенном атмосферном воздухе), и возникновением связанной с этим тормозящей силы
F = A(P0-P~);
где
A - площадь поперечного сечения летательного аппарата.

Недостатком этого способа заключается в том, что при больших значениях чисел Маха
M = V/Vso >> 1,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
Vso - скорость звука в невозмущенном атмосферном воздухе,
вследствие формирования перед летательным аппаратом сильных ударных волн давления на лобовую часть летательного аппарата Pf значительно больше Po. Таким образом, устранение донного сопротивления может снизить полное лобовое сопротивление не более чем на 10 - 30%, что ненамного может снизить энергозатраты на движение, а также ненамного может снизить массу летательного аппарата и ненамного может повысить скорость и дальность его полета.

Известен летательный аппарат (патент США N 5114102, B 64 C 21/04, кл. 244/207), который включает в себя источник лучевой энергии, создающий отрыв приграничного слоя от поверхности летательного аппарата, путем накачки энергии в приграничный слой. При этом обеспечивается снижение трения о боковую поверхность летательного аппарата, которое составляет лишь малую часть сопротивления при сверхзвуковом полете, а, следовательно, управление приграничным слоем не обеспечивает значительного снижения энергозатрат и массы летательного аппарата, что также не обеспечит значительного повышения скорости и дальности полета летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемому способу является способ снижения лобового сопротивления (Георгиевский Ю.П., Левин В.А. Сверхзвуковое обтекание тел при наличии внешних источников. Письма в ЖТФ. 1988 г., т. 14, в. 8, с. 684-687), в котором на борту летательного аппарата формируют поток лучевой энергии и излучают его в атмосферный воздух, причем фокусирование лучевой энергии осуществляют перед летательным аппаратом с образованием квазисферической области энерговыделения. При этом, между этой областью и летательным аппаратом формируется канал, заполненный нагретым разреженным воздухом (плазмой), что снижает интенсивность ударных волн перед летательным аппаратом. Однако, как известно, область энерговыделения с близкими по значению поперечных и продольных относительно потока размерами, обтекается почти как твердое тело, так как попадающие в эту область элементы массы холодного воздуха нагреваются, расширяются и препятствуют попаданию туда новых элементов массы холодного воздуха. В результате этого в окрестности области энерговыделения формируется головной скачок, но снижение ударно-волнового и полного сопротивления также составляет не более 10 - 30%.

Недостатком известного способа является то, что он требует существенных энергозатрат на высокоскоростное движение, что не позволяет уменьшить начальную массу летательного аппарата, повысить скорость и дальность его полета.

Общими существенными признаками предлагаемого способа и известного являются следующие: формирование потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировка и излучение в атмосферный воздух, создание в нем области энерговыделения.

Отличительными существенными признаками предлагаемого способа от известного являются следующие:
осуществляют поперечное перемещение атмосферного воздуха без его перемещения в осевом направлении перед летательным аппаратом в области энерговыделения, фокусируя излучаемый в атмосферный воздух поток лучевой энергии вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения и создавая область энерговыделения протяженностью Z и поперечной шириной X,
причем (Z / X) > M,
где
M - число Маха, определяемое соотношением:
M = V/Vso,
где V - скорость полета летательного аппарата;
Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе,
одновременно из лобовой части летательного аппарата равномерно производят вдув газа, температура которого T > T0, причем температура T0 определяется соотношением:
T0= mV2/(γ•Kв),
где m - средняя молекулярная масса газа;
V - скорость движения летательного аппарата;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
KB - постоянная Больцмана.

причем вдув газа из лобовой части летательного аппарата осуществляют в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± Vso,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе.

Известен летательный аппарат (патент США N 5263661, кл. B 64 C 1/38, кл. 244/1N), который является наиболее близким к предлагаемому летательному аппарату, и который имеет на борту размещенные внутри корпуса последовательно установленные, оптически соединенные источник лучевой энергии - лазер, а также устройство для ослабления звукового удара, возникающего при движении самолета со сверхзвуковой скоростью, которое размещено у аэродинамической поверхности крыла. Эта поверхность имеет переднюю кромку и концевую часть. К крылу рядом с концевой частью подсоединен отражатель лазерного луча. Поток лучевой энергии направляется по размаху крыла вдоль его передней кромки в непосредственной близости от нее, нагревая и разрежая окружающий воздух перед передней кромкой крыла, что по замыслу авторов, должно привести к ослаблению звукового удара. Однако область энерговыделения, вытянутая поперек потока и имеющая близкие по значению поперечные и продольные (относительно потока) размеры, также обтекается газом почти как твердое тело, с образованием сильных ударных волн.

Недостатком этого летательного аппарата является то, что он недостаточно снижает ударно-волновое сопротивление воздуха при его движении со сверхзвуковой скоростью, что увеличивает суммарное энергозатраты на его движение, а также уменьшает дальность его полета.

Общими существенными признаками предлагаемого летательного аппарата и известного являются следующие: размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии и источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии.

Отличительными существенными признаками предлагаемого летательного аппарата от известного являются: установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел, для вдува газа в направлении, противоположном направлении его движения.

При этом в качестве источника лучевой энергии могут быть использованы лазер СВЧ-излучения, электронная пушка или ионная пушка. Устройство подготовки и подачи газа должно обеспечивать изменение давления газа, его фазового состава если в устройстве хранения вдуваемое вещество содержится в твердом или жидком состоянии), а также нагрев газа, так как часто температура газа To выше температуры атмосферы.

Сущность изобретения заключается:
в формировании потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, фокусировании этого потока и его излучении в атмосферный воздух, при этом фокусировку потока лучевой энергии осуществляют вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения в области протяженностью Z и поперечной шириной X,
причем (Z / X) > M,
где M - число Маха, определяемое соотношением:
M = V/Vso,
где V - скорость полета летательного аппарата;
Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе.

обеспечивают выделение лучевой энергии в атмосферный воздух, создавая в протяженной области поперечное перемещение воздуха без его осевого перемещения, одновременно осуществляют вдув газа нагретого до температуры T > To,
где T0= mV2/(γ•Kв),
где M - средняя молекулярная масса газа;
V - скорость движения летательного аппарата;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
KB - постоянная Больцмана.

при этом вдув газа осуществляют равномерно в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± Vso,
где V - скорость движения летательного аппарата;
Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе.

Предлагаемый способ может быть реализован в летательном аппарате, конструкция которого содержит: размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии, а также источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии, установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусировки потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел для вдува газа в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата.

В качестве источника лучевой энергии могут быть использованы лазер, источник СВЧ-излучения, электронная пушка или ионная пушка. Устройство фокусирования потока лучевой энергии может быть выполнено в виде последовательно установленных коллиматора и конической фокусирующей линзы.

Технический результат, который достигается от использования изобретения, заключается в существенном снижении энергозатрат на высокоскоростное движение, уменьшении начальной массы летательного аппарата, повышении его скорости и дальности полета.

Экологический результат, который достигается при использовании изобретения, - снижение ударного воздействия на поверхность Земли.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 - 3.

На фиг. 1 изображена схема, поясняющая процесс устранения головного скачка при сверхзвуковом движении, где 1 - покоящийся воздух, 2 - область поглощения лучевой энергии, 3 - нагретый канал, 4 - носовая часть летательного аппарата; I - увеличительный фрагмент канала A, II - его поперечное сечение. Стрелками обозначены скорости в системе координат, связанной с покоящимся воздухом;
На фиг. 2 - диаграмма, поясняющая устранение ударной волны при сверхзвуковом движении тел конечного диаметра с помощью вдува горячего газа (плазмы) в погранслой назад с осевой компонентной скорости, равной V: (а) поле течения в системе координат, связанной с телом и (б) поле течения в системе координат, связанной с покоящимся воздухом - 1, 2 - вдуваемый газ (плазмы), 3 - невозмущенный газ.

На фиг. 3 изображен схематический чертеж летательного аппарата, где: 1 - корпус летательного аппарата, 2 - источник лучевой энергии, 3 - устройство фокусирования потока лучевой энергии, 4 - источник питания, 5 - устройство хранения газа, 6 - устройство подготовки и подачи газа, 7 - система сопел, 8 - область энерговыделения, 9 - зона вдува газа.

Предлагаемый способ обеспечивает безударное сверхзвуковое движение летательного аппарата в атмосфере за счет того, что при сверхзвуковом полете лобовое сопротивление в основном связано с тем, что в формирующейся системе ударных волн, в прилегающей к летательному аппарату (ЛА) области, происходит непрерывное ускорение в направлении полета все новых масс воздуха. Под безударным сверхзвуковым движением понимается гиперзвуковое и сверхзвуковое движение без возбуждения сильных конических ударных волн. При этом под сильными ударными волнами понимаются волны, в которых величина изменения давления превышает величину начального давления. Этот способ позволяет минимизировать (в пределах до нуля) ускорение в направлении полета все новых масс воздуха. Это достигается тем, что осуществляют модификации значений локальной скорости звука Vso в газе, так чтобы локальные значения числа Маха: M = V/Vso, где V - скорость движения летательного аппарата) были везде малы и сильные скачки уплотнения не формировались). Это обеспечивает радикальное (на порядки величины !) снижение волнового лобового сопротивления и приводит к значительному снижению суммарных энергозатрат на сверхзвуковой полет в атмосфере.

Для устранения головного скачка при обтекании носовой части ЛА достаточно перед ней в воздухе создать канал с повышенными значениями скорости звука Vs, нагревая воздух с помощью поглощения лучевой энергии. Если область такого энерговыделения в воздухе еще до приближения ЛА имеет форму, достаточно вытянутую по оси X, то расширяющийся при нагреве газ имеет (в лабораторной системе координат) практически только поперечную составляющую скорости Vr. Эта скорость зависит от поперечной координаты и пространственно-временного распределения мощности энерговыделения по поперечному сечению при данном X, но не зависит от скорости ЛА - V (фиг. 1). Она может быть достаточно малой по сравнению не только с V, но и с Vs, то есть можно обеспечить дозвуковое расширение области энерговыделения без формирования сильных ударных волн.

Условие медленного нарастания внутренней энергии газа, обеспечивающее такое течение, может быть связано с геометрией области энерговыделения через скорость ее фазового смещения по оси X (для стационарного полета эта скорость равна V).

Условие описанного формирования горячего канала при растекании газа с дозвуковыми скоростями можно получить из анализа неразрывности для расширяющегося цилиндрического объема радиуса R при постоянном давлении P и показателе адиабаты γ в виде:
(1/ε)(dε/dt) = (V/ε)∂ε/∂x < 2Vs/r,
где
V - скорость движения летательного аппарата;
Vs - локальная скорость звука в газе.

Канал с горячим газом (плазмой) перед телом, летящим со сверхзвуковыми скоростями, в принципе может формироваться в режиме с дозвуковым течением газа. Нагрев газа перед носовой частью ЛА не должен быть связан со вдувом предварительно нагретой сплошной среды - плазмы или газа: иначе в направлении X на границе с холодным газом локальная скорость звука в последнем будет превышена, образуется ударная волна, ускоряющая массы воздуха, и радиального снижения лобового сопротивления не получается. Ударная волна формируется и перед недостаточно вытянутой, например, квазисферической зоной энерговыделения, которая обтекается холодным газом почти как твердое тело.

Взаимодействие носовой части ЛА с горячей газовой (плазменной) средой может происходить без формирования головного скачка, для этого должно выполняться условие:
Vs > V, где Vs=(γ•KвT/m),
где KB - постоянная Больцмана;
T - температура;
m - средняя молекулярная масса;
γ - эффективный показатель адиабаты газа.

Система фокусировки обеспечивает формирование области поглощения лучевой энергии по направлению движения ЛА в области протяженностью Z и поперечной шириной X, причем Z/X > M (где M - число Маха).

При этом поперечная ширина X области поглощения должна быть больше радиального размера носовой части ЛА что обеспечивает отсутствие контакта поверхности носовой части ЛА с холодным воздухом, отсюда мощность энерговыделения P оценивается снизу как:
P = ρ•γ•ε•V•π•r2p

= γ(γ-1)ρ•Vπ•r2a
,
где ρ - плотность горячего газа;
ε - внутренняя энергия горячего газа;
rp - радиальный размер газовоплазменного канала;
ra - радиальный размер носовой части ЛА;
V - скорость движения ЛА.

Область поглощения лучевой энергии достаточно сильно вытянута в осевом направлении, чтобы холодный воздух перед носовой частью ЛА смещался практически только в поперечном направлении, со скоростью, меньшей Vso - скорости звука в невозмущенном (ненагретом) воздухе, без его осевого перемещения. Дальнейшее расширение этого канала с повышенной скоростью звука и пониженной плотностью обеспечивается путем вдува в погранслой и поверхности лобовой части ЛА газа, нагретого до температуры T > To,
где T0= m•V2(γ•Kв),
m - средняя молекулярная масса нагретого воздуха;
V - скорость движения ЛА;
γ - эффективный показатель адиабаты газа;
KB - постоянная Больцмана.

Для обеспечения малой скорости осевого движения холодного воздуха у границы области вдув газа осуществляются равномерно. Для минимизации сдвигового течения относительно атмосферы, которое приводит к нежелательному перемешиванию атмосферного воздуха с вдуваемым газом, вдув газа может осуществляться в направлении, противоположном движению ЛА, касательно к его поверхности с осевой компонентной скорости
V ± Vso,
где V - скорость движения ЛА;
Vso - скорость звука в ненагретом воздухе.

Чтобы эта граница перемещалась с дозвуковой скоростью, достаточно, чтобы угол наклона границы к оси (полуугол конуса расширяющейся части ЛА) был не больше угла Маха:
α < αm= atan(1/M0),
где Mo - число Маха для невозмущенного газа.

Чтобы избежать перемешивания за счет неустойчивости Релея-Тейлора на этой границе, достаточно обеспечить ее коническую форму с прямолинейной образующей (то есть постоянство радиальной скорости ее движения).

Если эти условия выполняются, то при сверхзвуковом движении в атмосфере ни головной скачок, ни другие ударные волны не формируются, холодный газ "раздвигается" с дозвуковыми скоростями в пределах поперечного сечения ЛА, а движение воздуха в направлении полета мало, что обеспечивает существенное снижение лобового сопротивления при полете.

Бортовая лучевая система снижения ударно-волнового сопротивления (фиг. 3) функционирует следующим образом: размещенные внутри корпуса ЛА 1 источник лучевой энергии 2 (например, лазер), источник питания 4, электрически соединенный с источником лучевой энергии 2, а также установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусировки потока лучевой энергии 2, (например, коллиматор и коническая фокусирующая линза), оптически соединенное с источником лучевой энергии, обеспечивающее фокусировку излучения и квазинепрерывное энерговыделение в воздухе в области протяженностью Z и поперечной шириной X перед носовой частью летательного аппарата. Для вдува газа в погранслой на борту летательного аппарата установлены: устройство хранения газа 5, устройство подготовки и подачи газа 6, а также выполненная в лобовой части ЛА система сопел 7, обеспечивающая достаточно равномерный вдуд газа касательно к поверхности ЛА в направлении, противоположном движения ЛА.

Практическая реализуемость, энергетическая и экологическая целесообразность обеспечения режима безударного сверхзвукового обтекания ЛА на современном уровне науки и технологии подтверждается следующим:
энергозатраты на обеспечение указанного режима на единицу длины траектории не зависят от скорости движения летательного аппарата - V: они связаны с нагревом и радиальным движением воздуха в плазменном "канале" и погранслое. Мощность энергозатрат на нагрев газа P пропорциональна первой степени скорости полета V:
Pg≈ PV2πRΔγ(γ-1),
где
Δ - толщина слоя газа;
R - максимальный радиальный размер ЛА;
V - скорость полета ЛА;
γ - эффективный показатель адиабаты газа.

Учитывая сильную (примерно кубическую) зависимость от V для аналогичной величины при обычном сверхзвуковом обтекании. можно сделать вывод о перспективности безударного движения при продвижении в область больших значений M.

Выполнение приведенных выше достаточных требований в случае гиперзвукового (V = 3 км/с, M = 10) полета в стратосфере ( p = 104 Па) ЛА с конической носовой частью диаметром до 2R = 2 м и 2rа = 1 см может обеспечить, например, система, содержащая, во-первых, электронную пушку, генерирующую перед ЛА на оси симметрии пучок со средней мощностью ~ 100 кВт средним током ~ 0,5 A, диаметром фокусирования ≈ 1 мм и длиной ≈ 5 см, создающий плазменный канал с T > 1 эВ и 2 rp ≈ 2 см; во-вторых, подсистему нагрева (до T > 2 кК) и равномерного тангенциального вдува со скоростью 3 км/с, Δ = 1 см) водорода на расширяющейся конусной α < atan(0,1) части ЛА. Избыточное давление на носовой части за счет дозвукового характера обтекания не превышает p = 104 Па, тогда как скоростной напор холодного газа pV2 достигает 106 Па. Расход водорода не более 100 кг на 1 ч полета (т.е. 10000 км). Суммарная мощность энергозатрат P + Pg ≈ 5 Мвт . Мощность энергозатрат на обычный сверхзвуковой полет:
P0= CxρV3R2 ≈ 109Вт выше, чем P, на два десятичных порядка (!),
где Cx - коэффициент лобового сопротивления;
ρ - плотность нагретого газа;
V - скорость движения ЛА;
R - максимальный радиальный размер ЛА,
Для полетов в мезосфере (высота ≥ 50 км, p ≤ 102 Па искусственных спутников Земли (V ≈ 8 км/с , R = 1 м) для формирования перед ЛА и на его поверхности воздушной плазмы с T ≥ 2 эВ, Δ = 1 см можно применить электронную пушку мощностью до 200 кВт, а для компенсации остаточной тормозящей силы (до 100 H), например, квазистационарные плазменные двигатели с суммарной мощностью до 3 Мвт, работающие на забортном воздухе (т.е. расхода массы при полете ЛА не требуется): вес стационарно обеспечивающей указанные мощности ядерной энергоустановки порядка 5 т. Без системы обеспечения безударного движения тормозящая сила достигает 5 x 104 Па, а мощность двигателей 1,5 ГВт.

Практическая возможность и целесообразность реализации системы устранения сильных ударных волн применительно к задаче обеспечения наземного разгона до гиперзвуковых скоростей (M = 5) в атмосфере у поверхности Земли вытекает из следующих оценок по приведенным формулам.

При диаметре неконусной носовой части 2 r = 2 см полезная поглощенная в воздухе лучевая мощность должна быть не менее 0,5 МВт, а при диаметре ЛА 8 м и толщине слоя вдуваемого водорода 5 см энергозатраты на нагрев газа составят 660 МВт, что в 3 - 6 раз ниже характерной полезной мощности двигателя при обычном сверхзвуковом обтекании. Расход водорода при температуре 2000 K при взлете за 15 с составит всего порядка 150 кг.

Указанные необходимые параметры подсистем не выходят за пределы достигнутых для указанных устройств массовых, габаритных и энергетических возможностей ЛА, т. е. на современном уровне науки и технологии имеется практическая возможность организации сверхзвукового движения в атмосфере без ударных волн.

Предлагаемый способ обеспечения безударного сверхзвукового движения летательного аппарата и летательный аппарат, реализующий этот способ, обеспечивают при их использовании многократный (на порядки величины !) энергетический выигрыш, уменьшение начальной массы летательного аппарата, повышение скорости и дальности его полета, высокий экологический результат - снижает ударные воздействия на поверхность Земли что указывает на безусловную целесообразность реализации безударного режима для широкого спектра сверхзвуковых летательных аппаратов различных типов и назначений.

Похожие патенты RU2107010C1

название год авторы номер документа
СПОСОБ И УСТРОЙСТВО УПРАВЛЕНИЯ ПОТОКОМ В ОБЪЕМЕ СОПЛА РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2006
  • Чувашев Сергей Николаевич
  • Петриенко Виктор Григорьевич
RU2323137C1
ПРИБОР ДЛЯ МОНИТОРИНГА ПАРАМЕТРОВ ВЗВЕШЕННЫХ ЧАСТИЦ 1996
  • Александров Андрей Федорович
  • Тимофеев Борис Игоревич
  • Тимофеев Игорь Борисович
  • Чувашев Сергей Николаевич
RU2106627C1
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ПРЯМОТОЧНЫМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ПОВЫШЕННЫМИ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ 2015
  • Чувашев Сергей Николаевич
  • Чувашева Елена Сергеевна
  • Кузенов Виктор Витальевич
RU2604975C2
СПОСОБ ПЛАНИРУЮЩЕГО ПОЛЕТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ СПОСОБА 2008
  • Шпади Андрей Леонидович
  • Тимофеев Владимир Фёдорович
  • Плаксин Сергей Николаевич
RU2397109C2
СПОСОБ ВЫЗОВА СБРОСА СНЕЖНЫХ ЛАВИН 2010
  • Миронов Арсений Дмитриевич
  • Вид Вильгельм Имануилович
  • Роднов Анатолий Васильевич
  • Калинин Юрий Иванович
  • Завершнев Юрий Александрович
RU2458201C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1984
  • Лешуков В.С.
  • Юрьев А.С.
  • Рыжов Е.В.
  • Кутовый А.Н.
  • Борзов В.Ю.
RU2173656C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ 2004
  • Новиков Олег Николаевич
RU2283794C2
СПОСОБ СНИЖЕНИЯ РАДИОВИДИМОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 2006
  • Чувашев Сергей Николаевич
  • Петриенко Виктор Григорьевич
RU2311707C1
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ОБТЕКАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И ГЕНЕРАТОР ПЛАЗМЫ 2004
  • Иванов Владимир Александрович
  • Сухомлинов Владимир Сергеевич
RU2271307C2
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА 1990
  • Юрьев А.С.
  • Борзов В.Ю.
  • Москалец Г.Н.
  • Рыбка И.В.
  • Савищенко Н.П.
RU2173657C2

Иллюстрации к изобретению RU 2 107 010 C1

Реферат патента 1998 года СПОСОБ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗУДАРНОГО СВЕРХЗВУКОВОГО ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В АТМОСФЕРЕ И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Использование: изобретение относится к авиационной, космической технике. Сущность изобретения: способ обеспечения безударного сверхзвукового движения летательного аппарата в атмосфере основан на формировании потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировании и излучении в атмосферный воздух, создании в нем области энерговыделения. Осуществляют поперечное перемещение атмосферного воздуха без его перемещения в осевом направлении перед летательным аппаратом в области энерговыделения, фокусируя излучаемый в атмосферный воздух поток лучевой энергии вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения и создавая область энерговыделения протяженностью Z и поперечной шириной X, причем (Z / X) > M, где M - число Маха, определяемое соотношением: M = V / Vso, где V - скорость полета летательного аппарата, Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе, одновременно из лобовой части летательного аппарата равномерно производят вдув газа, температура которого T > T0, причем температура T0 определяется соотношением: где m - средняя молекулярная масса газа, V - скорость движения летательного аппарата, γ - эффективный показатель адиабаты газа, Kв - постоянная Больцмана, причем вдув газа из лобовой части летательного аппарата осуществляют в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентой скорости - V ± Vso, где V - скорость движения летательного аппарата, Vso - скорость звука в невозмущенном воздухе. Предлагаемый летательный аппарат включает в себя размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии, источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии, а также установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел. 2 с. и 6 з. п.ф-лы, 3 ил.

Формула изобретения RU 2 107 010 C1

1. Способ обеспечения безударного свехзвукового движения летательного аппарата в атмосфере, основанный на формировании потока лучевой энергии на борту летательного аппарата, его фокусировании, излучение в атмосферный воздух и создании области энерговыделения, отличающийся тем, что осуществляют поперечное перемещение атмосферного воздуха без его перемещения в осевом направлении перед летательным аппаратом в области энерговыделения, фокусируя излучаемый в атмосферный воздух поток лучевой энергии вдоль оси летательного аппарата по направлению его движения и создавая область энерговыделения протяженностью Z и поперечной шириной X, причем
(Z/X) > M,
где М - число Маха, определяемое соотношением:
M = VIVSO
где V - скорость полета летательного аппарата,
VSO - скорость звука в невозмущенном воздухе, одновременно из лобовой части летательного аппарата производят вдув газа, температура которого Т > Т0, причем температура Т0 определяется соотношением:
T0= mV2/(γ•Kв),
где m - средняя молекулярная масса газа,
V - скорость движения летательного аппарата,
γ - эффективный показатель адиабаты газа,
KB - постоянная Больцмана.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что вдув газа из лобовой части летательного аппарата осуществляют в направлении, противоположном направлению движения летательного аппарата, касательно к его поверхности с осевой компонентой скорости
- V ± VSO
где V - скорость движения летательного аппарата,
VSO - скорость звука в невозмущенном воздухе.
3. Летательный аппарат, включающий размещенные внутри его корпуса источник лучевой энергии, а также источник питания, электрически соединенный с источником лучевой энергии, отличающийся тем, что в него дополнительно введено установленное внутри корпуса летательного аппарата в лобовой его части устройство фокусирования потока лучевой энергии, оптически соединенное с источником лучевой энергии, а также введены последовательно установленные и механически соединенные устройство хранения газа, устройство подготовки и подачи газа, причем в лобовой части корпуса летательного аппарата выполнена система сопел. 4. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использован лазер. 5. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использован источник сверхвысокочастотного излучения. 6. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использована электронная пушка. 7. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что в качестве источника лучевой энергии использована ионная пушка. 8. Аппарат по п.3, отличающийся тем, что устройство фокусирования потока лучевой энергии выполнено в виде последовательно установленных коллиматора и конической фокусирующей линзы.

Документы, цитированные в отчете о поиске Патент 1998 года RU2107010C1

Печь для непрерывного получения сернистого натрия 1921
  • Настюков А.М.
  • Настюков К.И.
SU1A1
Обзоры БНТИ ЦАГИ, N 617, 1982
Аппарат для очищения воды при помощи химических реактивов 1917
  • Гордон И.Д.
SU2A1
Георгиевский Ю.П., Левин В.А., Письма в ЖТФ, 1988, т
Паровоз для отопления неспекающейся каменноугольной мелочью 1916
  • Драго С.И.
SU14A1
Топка с несколькими решетками для твердого топлива 1918
  • Арбатский И.В.
SU8A1
МЕХАНИЧЕСКИЙ КАЛЕНДАРЬ 1914
  • Вассердам-Альтшуль Д.
SU684A1
Переносная печь для варки пищи и отопления в окопах, походных помещениях и т.п. 1921
  • Богач Б.И.
SU3A1
US, авторское свидетельство 5114102, кл
Нефтяной конвертер 1922
  • Кондратов Н.В.
SU64A1
Очаг для массовой варки пищи, выпечки хлеба и кипячения воды 1921
  • Богач Б.И.
SU4A1
US, авторское свидетельство 5263661, кл
Нефтяной конвертер 1922
  • Кондратов Н.В.
SU64A1

RU 2 107 010 C1

Авторы

Александров Андрей Федорович

Чувашев Сергей Николаевич

Тимофеев Игорь Борисович

Даты

1998-03-20Публикация

1996-12-26Подача