ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ, ВКЛЮЧАЮЩЕЙ ПУЛЬСИРУЮЩИЕ ДЕТОНАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ Российский патент 2005 года по МПК B64D27/18 

Изобретение относится к области авиастроения и может быть использовано при создании летательных аппаратов с пульсирующими детонационными двигателями (ПДД) и различных типов:

- пилотируемых и беспилотных;

- короткого и вертикального взлета и посадки;

- разной размерности, включая малого класса - сверхлегкие летательные аппараты.

При создании летательных аппаратов важнейшими задачами являются обеспечение их высокого весового совершенства и топливной экономичности, т.е. высоких показателей транспортной эффективности, в этой связи перспективными являются пульсирующие детонационные двигатели (ПДД). Преимущества ПДД перед традиционными двигателями летательных аппаратов (газотурбинными, поршневыми, прямоточными и т.д.), заключающиеся в простоте и малой массе конструкции, сниженном расходе топлива, обусловлены реализацией высокоэффективного термодинамического цикла, близкого к циклу при постоянном объеме. Принцип действия ПДД изложен в ряде публикаций, например в Nicholls J.A., Wilkinson H.R., Morrison R.B. (1957) "Intermittent detonation as a thrust-producing mechanism", Jet Propulsion 27(5):534-41, Eidelman S., Grossman W. (1992) "Pulsed detonation engine, Experimental and theoretical Review, AIAA paper 92-3168. Простейший ПДД представляет собой детонационную трубу, открытую с одного конца, Wilson D.R., Lu F.K., Stuessy W.S. (1999) "Gaseous detonation phenomena with shock and arc initiation", Proc. 21^st Int Symp Shock Waves 421-425. Co стороны закрытого торца монтируются инжекторы для горючего и окислителя. Детонационная труба снабжена инициирующим устройством. Вне зависимости от конструктивных параметров ПДД его тяга в основном создается повышенным давлением у закрытого торца вследствие детонационного горения.

За прототип принят пример использования ПДД в качестве силовой установки летательного аппарата, представленной в патенте Российской Федерации RU 2130407 от 20.05.1999. Высокие параметры рабочего процесса (степень повышения давления, температура детонационного сжигания топлива), типичные для ПДД, способствуют улучшению характеристик летательного аппарата. В целом весьма значительные потенциальные возможности создания эффективных летательных аппаратов с ПДД могут быть полностью реализованы только при использовании рациональных конструктивных решений.

Прототип предполагает использование дополнительных турбореактивных двигателей для взлета, посадки и разгона и обеспечивает работу ПДД только на гиперзвуковых скоростях полета.

Задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является системное согласование конструктивных решений и параметров силовой установки, включающей набор ПДД, с конструктивными решениями и параметрами других агрегатов летательного аппарата.

Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, состоит в повышении транспортной эффективности летательных аппаратов с ПДД, в особенности:

- самолетов короткого взлета и посадки (СКВП);

- самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП);

- малоразмерных (сверхлегких) летательных аппаратов (СЛАУ).

Указанный технический результат достигается тем, что набор ПДД, входящих в состав силовой установки, представляет собой блоки детонационных труб, размещаемых внутри крыльев летательного аппарата. Детонационные трубы имеют изогнутую форму, соответствующую форме в плане консолей крыла. Изложенные конструктивные решения силовой установки позволяют уменьшить объем и площадь омываемой воздухом поверхности летательного аппарата, соответственно снизить его аэродинамическое сопротивление и повысить аэродинамические качества. Повышение аэродинамического качества обеспечивает снижение расхода топлива в полете и улучшение топливной экономичности летательного аппарата.

Существенной особенностью изобретения является то, что блоки детонационных труб и (или) отдельные детонационные трубы размещаются и крепятся таким образом, чтобы напряжения в силовых элементах конструкции летательного аппарата были снижены. Использование детонационных труб в качестве части силовых элементов конструкции приводит к снижению массы летательного аппарата, т.е. к его весовому совершенству.

Особенностью летательного аппарата является то, что сопловые устройства детонационных труб могут быть ориентированы различным образом, а детонационные трубы управляются (включаются, выключаются, изменяют частоту пульсации) независимо друг от друга с целью изменения величины и направления вектора тяги силовой установки. Возможности изменения вектора тяги улучшают стабилизацию и маневренность летательных аппаратов, а для СКВП и СВВП обеспечивают соответственно короткий или вертикальный взлет (посадку), причем позволяют отказаться от дополнительных (струйных) систем управления. Указанные свойства силовой установки и летательного аппарата с ней приводят к его упрощению и, одновременно, облегчению, т.е. к его весовому совершенству.

Варьируя взаимное расположение детонационных труб, диаметры и смещения сопел ПДД, можно управлять интерференцией акустических волн, возникающих при работе силовой установки. Рациональный выбор горизонтальных и вертикальных расстояний между детонационными трубами, соотношений диаметров сопел ПДД и смещений сопел относительно друг друга позволяет уменьшить уровень шума от работающей силовой установки летательного аппарата. Эти мероприятия уменьшают неблагоприятные для окружающей природной среды последствия эксплуатации летательного аппарата, обеспечивают расширение возможных областей применения и базирования.

Примеры конструктивного выполнения летательного аппарата с ПДД в соответствии с данным изобретением иллюстрируют прилагаемые рисунки:

- на фиг.1, 2, 3 показан летательный аппарат в трех проекциях;

- на фиг.4 представлен блок детонационных труб (вид сбоку);

- на фиг.5 изображен вид на блок детонационных труб со стороны сопел;

- на фиг.6 показан фрагмент детонационной трубы с соплом. Рисунки относятся к примеру реализации изобретения применительно к малоразмерному летательному аппарату, выполненному по балансировочной схеме \бесхвостка\ с размахом крыла около 3 м. Компоновка летательного аппарата включает фюзеляж 1 и крыло 2, состоящее из двух консолей 2а, форма в плане которых близка к сегментам круга. Задняя кромка крыла 2 снабжена аэродинамическими органами продольного и поперечного управления 3 и 4. Вертикальное оперение - трехкилевое. Центральный киль снабжен рулем направления 5, а боковые кили 6 также выполняют роль концевых аэродинамических поверхностей крыла 2. В целях повышения весового и аэродинамического совершенства летательного аппарата два блока ПДД 7 установлены внутри консолей крыла 2а и скреплены с их силовым набором, причем детонационные трубы ПДД 7 искривлены в соответствии с формой передних кромок консолей 2а. Концевые части детонационных труб 7а отклонены вниз и выведены за пределы поверхности крыла. Каждый ПДД включает детонационную трубу 7 с соплом 8. В целях наглядности представленных рисунков устройства для инжекции окислителя и горючего, а также инициирования детонации не изображены. Способы выполнения и рациональные варианты конструктивного исполнения таких устройств известны и могут быть использованы в данном случае.

В состав силовой установки летательного аппарата могут быть дополнительно включены двигатели с движителями традиционного типа 9, например винтокольцевыми. В целях повышения экономичности силовой установки в ее состав могут быть включены устройства для предварительного (перед подачей в детонационные трубы) сжатия воздуха, используемого в качестве окислителя. Таким устройством может быть один или группа компрессоров.

На фиг.4 и 5 на видах блока ПДД сбоку и со стороны сопел показаны размеры, определяющие акустическую интерференцию двигателей, входящих в блок:

- диаметр сопла d;

- смещение плоскостей выходных сечений сопел р;

- взаимно-ортогональные расстояния между соплами ПДД в блоке d_v и d_h.

Детонационные трубы 7 на фиг.4 и 5 условно показаны прямолинейными. С целью выполнения компоновочных требований либо отклонения вектора тяги ПДД от оси детонационной трубы 7 она может быть изогнута, например, таким образом, как это показано на фиг. 6, при этом ось сопла 8 не совпадает с осью детонационной трубы 7.

Изобретение относится к области авиастроения и касается размещения силовых установок на летательном аппарате. Аппарат содержит консоли крыла, силовую установку, включающую набор пульсирующих детонационных двигателей, каждый из которых состоит из детонационной трубы, закрытой с одного конца и имеющей с другой стороны сопло, устройства подачи окислителя и горючего в детонационную трубу, устройства для инициирования детонации. Детонационные трубы искривлены в соответствии с формой передних кромок консолей крыла в плане, установлены внутри крыла, отклонены вниз и выведены за пределы поверхности консолей крыла. Технический результат - уменьшение аэродинамического сопротивления и снижение потребления топлива. 3 з.п.ф-лы. 6 ил.

1. Летательный аппарат, содержащий консоли крыла, силовую установку, включающую набор пульсирующих детонационных двигателей, каждый из которых состоит из детонационной трубы, закрытой с одного конца и имеющей с другой стороны сопло, устройства подачи окислителя и горючего в детонационную трубу, устройства для инициирования детонации, отличающийся тем, что детонационные трубы искривлены в соответствии с формой передних кромок консолей крыла в плане, установлены внутри крыла, отклонены вниз и выведены за пределы поверхности консолей крыла.2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что детонационные трубы скреплены с крылом таким образом, чтобы выполнять роль силовых элементов.3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что сопла труб ориентированы различным образом, а силовая установка выполнена с возможностью независимого управления двигателями при изменении направления и величины вектора тяги.4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одно устройство подачи окислителя силовой установки выполнено в виде компрессора, предназначенного для подачи в детонационные трубы сжатого воздуха в качестве окислителя.