ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С КОМБИНИРОВАННОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ Российский патент 1999 года по МПК B64C39/02 B64D27/16 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) различного назначения, например магистральных пассажирских и воздушно-космических самолетов.

Известно устройство для создания тяги на ЛА по патенту РФ N 2034996 от 10 мая 1995 года, имеющее высокие удельные тяговые характеристики. Преобразование внутренней энергии рабочего тела в работу силы тяги происходит с помощью периодических детонационных процессов, то есть это устройство относится к пульсирующим детонационным воздушно-реактивным двигателям (ПуДВРД). Двигатель по патенту N 2034996 от 10 мая 1995 года требует для своего функционирования на летательном аппарате выполнения ряда условий, в частности подачи на вход сжатого воздуха с P₀>2 кг/см² на всех режимах от старта до полета с максимальной скоростью. Специфический процесс расширения продуктов сгорания и связанная с этим их дозвуковая скорость накладывают ряд ограничений на компоновку такого двигателя в хвостовой части ЛА.

Известен летательный аппарат с комбинированной двигательной установкой, содержащей газотурбинный двигатель (ГТД), блок пульсирующих детонационных воздушно-реактивных двигателей и воздухозаборные устройства, включающие дозвуковые диффузоры (См. AIAA 96-2918 "Pulse Detonation Engine Air Induction System Analysis"). В этом летательном аппарате ПуДВРД выполняет вспомогательную функцию создания тяги в ограниченном диапазоне скоростей (2<M<3), когда падает эффективность ГТД, а прямоточный ВРД еще не создает необходимой тяги, ПуДВРД имеет свой независимый воздухозаборник и никак не связан с газотурбинным двигателем, он не работает на остальных режимах полета и является при этом мертвым грузом, а его воздухозаборник создает дополнительное сопротивление.

Целью настоящего изобретения является повышение летных характеристик ЛА путем снижения аэродинамического сопротивления и уменьшения удельного расхода топлива за счет расширения диапазона работы ПуДВРД.

Указанная цель достигается тем, что блок ПуДВРД подключен через переключающее устройство к воздушному тракту ГТД и к отдельному воздухозаборнику, который соединен воздуховодом с нижней поверхностью хвостовой части ЛА, причем воздуховод имеет створку, сообщающую его или с атмосферой или с дозвуковым диффузором ПуДВРД, а хвостовая часть ЛА образована блоком ПуДВРД, линейно расположенным вдоль размаха крыла. Блок ПуДВРД установлен в хвостовой части с возможностью его поворота в вертикальной плоскости.

Изобретение поясняется чертежами, где
на фиг. 1 изображен общий вид ЛА, вид сбоку;
на фиг. 2 - компоновка ЛА, вид в плане;
на фиг. 3 - комбинированная двигательная установка на режиме работы ГТД;
на фиг. 4 - комбинированная двигательная установка на режиме работы ПуДВРД;
на фиг. 5 - схема комбинированной двигательной установки;
на фиг. 6 - общий вид ЛА, вид спереди.

Двигательная установка содержит газотурбинные двигатели 1 и блок пульсирующих детонационных ВРД 2, убираемые воздухозаборники 2 ГТД и отдельный воздухозаборник 4 ПуДВРД. Воздухозаборники имеют дозвуковые диффузоры 5 и 6. От воздушного тракта ГТД (за вентилятором, за компрессором, или между ступенями компрессора в зависимости от типа и газодинамических параметров применяемого ГТД) воздух по трубопроводам 7 подается к переключающему устройству 8. Воздухозаборник ПуДВРД соединен воздуховодом 9 с нижней поверхностью 10 хвостовой части ЛА. Воздуховод имеет створку 11, которая перекрывает или дозвуковой диффузор ПуДВРД 6 или выход в атмосферу. Наружная обшивка нижней поверхности хвостовой части имеет створку 12, которая в закрытом положении образует плавный обвод корпуса, и дополнительно герметизирует канал воздухозаборника, а в открытом - сообщает воздуховод с атмосферой. Газотурбинные двигатели расположены внутри корпуса ЛА. Выхлопные газы от них выводятся по газоводам 13 через сопла, образуемые створками 14 на нижнюю поверхность хвостовой части.

Комбинированная двигательная установка работает следующим образом.

На старте воздухозаборники 3 ГТД выпущены, газоводы 13 через открытые выхлопные створки 14 сообщаются с атмосферой. Открыта выходная створка 14 воздуховода 9, а створка 11 находится в верхнем положении, перекрывая диффузор ПуДВРД 6. Тяга создается газотурбинными двигателями 1 и пульсирующими детонационными ВРД 2. При этом воздухозаборник 4 ПуДВРД перепускает весь поступающий в него воздух на нижнюю поверхность хвостовой части ЛА 10. Самолет взлетает и начинает разгон.

По достижении предельной скорости работы ГТД (2,5<M<3) вначале синхронно закрывается створка 12 и створка 11 переводится в нижнее положение, открывая дозвуковой диффузор 6 ПуДВРД. Воздухозаборник 4 ПуДВРД запускается, давление в дозвуковом диффузоре 6 увеличивается, и, когда оно достигнет необходимой величины p₀ > 2 кг/см² переключающее устройство 8 сообщает диффузор 6 с блоком ПуДВРД 2 и перекрывает подачу воздуха от ГТД 1. Таким образом ПуДВРД 2 начинают работать автономно, а воздухозаборники 3 и выходные створки 14 ГТД закрываются, газотурбинные двигатели 1 выключаются. Дальнейший разгон и крейсерский полет происходит на ПуДВРД 2.

При торможении ЛА воздухозаборники и сопла ГТД, они запускаются, после чего ПуДВРД могут быть выключены, так как на посадке большая тяга не требуется.

Предлагаемая конструкция комбинированной двигательной установки гиперзвукового ЛА обеспечивает эффективную работу каждого типа двигателей, включая и переходные режимы.

На малых скоростях, когда нельзя обеспечить необходимое давление воздуха на входе в ПуДВРД от своего воздухозаборника, они питаются воздухом, отбираемым от ГТД.

На больших, гиперзвуковых скоростях, когда нельзя обеспечить тепловой режим и прочность ГТД, и они становятся неэффективными с точки зрения термодинамики, эта двигательная установка отключается, а ПуДВРД, имеющие высокую термодинамическую эффективность, работают в прямоточном режиме от собственного воздухозаборника.

Перепуск воздуха через воздухозаборник ПуДВРД позволяет существенно повысить аэродинамическое качество ЛА на режимах работы ГТД, в том числе на обычно наиболее критичных с точки зрения избытков тяги трансзвуковых режимах полета. За счет перепуска воздуха с повышенным давлением ликвидируется возможность отрыва потока и уменьшается разрежение на нижней поверхности хвостовой части ЛА.

Расположение ПуДВРД блоком в ряд по размаху в хвостовой части ЛА позволяет спрофилировать обводы ЛА в виде плоской интегральной компоновки "крыло-фюзеляж" с малой относительной толщиной и малыми углами схода профиля, что обеспечивает малое сопротивление давления и малое волновое сопротивление.

Поворот блока ПуДВРД в вертикальной плоскости обеспечивает эффективную балансировку ЛА на всех режимах полета, причем без увеличения аэродинамического сопротивления. Продольная балансировка ЛА будет меняться при изменении скорости полета на режимах автономной работы ПуДВРД, при дросселировании двигателей, при уборке и выпуске воздухозаборников ГТД. Парирование этих продольных моментов только с помощью аэродинамических органов управления потребовало бы их большой площади и привело к большому балансировочному сопротивлению. Конструктивно нецелесообразно выполнение ПуДВРД в виде одного блока с единой осью поворота. Деформация крыла вызывает необходимость разбиения блока ПуДВРД на ряд секций ограниченного по размаху размера. Детальная проработка и аэродинамические расчеты возможно покажут, что оптимальным решением будет балансировка отклонением только части секций, или всех, но на разные углы, например в центральной зоне между ГТД больше, а в зонах снаружи от ГТД меньше.

Часть задней кромки на консольных частях крыла занимают аэродинамические органы управления - элевоны, с помощью которых осуществляется управление по тангажу и крену. Возможно окажется целесообразным поворот части секций ПуДВРД на наружных от ГТД зонах хвостовой части также использовать для управления полетом. Для этого достаточно на приводы секций ПуДВРД подавать сигналы не только от системы балансировки, но и от системы управления.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения, например пассажирских и воздушно-космических самолетов. Летательный аппарат (ЛА) содержит газотурбинные двигатели (ГТД), блок пульсирующих детонационных воздушно-реактивных двигателей (ПуДВРД) и воздухозаборные устройства, включая дозвуковые диффузоры. Блок ПуДВРД подключен через переключающее устройство к воздушному тракту ГТД трубопроводом и к отдельному воздухозаборнику, который соединен воздуховодом с нижней поверхностью ЛА. Воздуховод имеет створку, сообщающую его или с атмосферой, или с дозвуковым диффузором. Хвостовая часть ЛА образована блоком линейно расположенных вдоль размаха крыла ПуДВРД. Блок ПуДВРД может быть установлен с возможностью его поворота в вертикальной плоскости. Изобретение позволит снизить аэродинамическое сопротивление и удельный расход топлива путем расширения диапазона работы ПуДВРД. -1 з.п.ф-лы, 6 ил.

1. Летательный аппарат с комбинированной двигательной установкой, содержащей газотурбинные двигатели (ГТД), блок пульсирующих детонационных воздушно-реактивных двигателей (ПуДВРД) и воздухозаборные устройства, включающие дозвуковые диффузоры, отличающийся тем, что блок ПуДВРД подключен через переключающее устройство к воздушному тракту ГТД и к отдельному воздухозаборнику, который соединен воздуховодом с нижней поверхностью хвостовой части летательного аппарата, причем воздуховод снабжен створкой, сообщающей его или с атмосферой, или с дозвуковым диффузором ПуДВРД, а хвостовая часть летательного аппарата образована блоком ПуДВРД, линейно расположенным вдоль размаха крыла. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что блок ПуДВРД установлен с возможностью его поворота в вертикальной плоскости.