СПОСОБ ИЗМЕНЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2006 года по МПК B64C21/04 

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей сверхзвуковых летательных аппаратов.

Известны сверхзвуковые самолеты (см. «Проектирование самолетов». Учебник для вузов/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение, 1983, с.603, рис.V-25), например сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд», который имеет стреловидное крыло, фюзеляж, четыре турбореактивных двигателя (ТРД), расположенных непосредственно под крылом, баки с топливом. Недостатком этого технического решения является то, что оно не позволяет существенно изменять подъемную силу летательного аппарата, в частности значительно увеличивать ее, за счет чего можно было бы при тех же характеристиках двигателей увеличить число пассажирских мест (коммерческую нагрузку) или крейсерскую скорость полета, а также максимальную высоту и расчетную дальность полета.

Известно 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. Конструкция устройства газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата недостаточно эффективна для решения задачи увеличения подъемной силы сверхзвукового летательного аппарата, так как срез (выходное сечение) выхлопного сопла двигателя располагается у задней кромки крыла, а поток газа, истекающий из сопла, сложно развернуть и направить на крыло к передней кромке. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов. Кроме того, в сверхзвуковом потоке дополнительный дозвуковой обдув на больших высотах не повлияет существенно на величину подъемной силы, а реализация обдува затруднена из-за возникающих на крыле скачков уплотнения.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, включающего два реактивных двигателя, компрессор каждого из которых является источником отбираемого газа, который присоединен через регулирующие элементы герметичной магистралью к зонам локального выдува на каждой консоли крыла (патент США №4099691). Основным недостатком данной конструкции является сравнительно незначительное влияние выдуваемого газа на величину подъемной силы летательного аппарата.

Изобретение направлено на решение задачи изменения подъемной силы летательного аппарата в широких пределах.

Достигаемый технический результат состоит в том, что появляется возможность практически мгновенного увеличения подъемной силы на всех режимах полета летательного аппарата. Кроме увеличения подъемной (поперечной) силы несущих плоскостей, появляется возможность создания управляющих моментов для рулевых поверхностей или управляющих профилей без применения сложных механических или иных систем тяг, в результате чего возрастает надежность и ресурс различных управляющих профилей. Применение указанного технического решения для носовой части летательного аппарата позволяет формировать усилие, тормозящее летательный аппарат в любых режимах полета.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, имеющего фюзеляж, по меньшей мере, один реактивный двигатель, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, содержащее по меньшей мере одну зону локального выдува разогретого газа в пограничный слой, каждая зона локального выдува разогретого газа выполнена на поверхности несущей плоскости или фюзеляжа или управляющих профилей с проницаемой пористой вставкой с площадью поперечного сечения каналов в пористой вставке 50-60% от площади самой вставки и шириной вставки в 10-15 раз меньше расстояния между соседними вставками, при этом перед каждой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва пограничного слоя.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с камерой сгорания реактивного двигателя.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с камерой газогенератора.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с выхлопным соплом реактивного двигателя.

Кроме того, устройство имеет по меньшей мере две проницаемые пористые вставки, предназначенные для размещения вдоль размаха каждой несущей плоскости рядами, один за другим, перпендикулярно хорде несущей плоскости и направлению набегающего воздушного потока.

Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой на несущей плоскости выполнена прямоугольная щель, которая расположена параллельно соответствующей вставке и предназначена для разрыва пограничного слоя.

Кроме того, устройство снабжено экранно-вакуумной изоляцией, которая расположена с возможностью уменьшения перетекания тепла из зоны локального выдува разогретого газа в пограничный слой.

Технический результат достигается также тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, заключающемся в выдуве разогретого газа в пограничный слой на поверхности летательного аппарата, для выдува используют устройство по любому из указанных выше признаков изобретения.

Кроме того, участки несущих плоскостей, примыкающие к зонам локального выдува разогретого газа, охлаждают жидким топливом из бака топливной системы летательного аппарата.

Кроме того, в пограничный слой на поверхности летательного аппарата выдувают разогретый газ в смеси воздухом, имеющим более низкую температуру.

Таким образом, локализованный подвод продуктов сгорания топлива от камеры сгорания или выхлопного сопла реактивного двигателя к тем или иным поверхностям летательного аппарата существенно влияет на величину дополнительной подъемной силы и позволяет менять ее в широких пределах. Величина этой дополнительной подъемной силы зависит от числа и места расположения зон локального выдува газа, геометрии зоны выдува, скорости (массового расхода) и температуры выдуваемого газа, а также от скорости (числа Маха) полета летательного аппарата, давления, плотности и температуры воздуха, соответствующих высоте полета, режима течения газа вблизи обтекаемой поверхности и т.д., при этом под несущими плоскостями понимаются крылья летательного аппарата.

На фиг.1 приведена схема устройства, реализующего указанный способ (вид сбоку части несущей плоскости в разрезе), где а - скачки уплотнения, b, d - граница пристеночного (пограничного) слоя, с - волны разрежения, е - точка отрыва пограничного слоя, f - область возвратного течения, g - дозвуковая струя газа, h - граница дозвуковой части пограничного слоя, i - граница дозвуковой струи газа.

На фиг.2 показана часть несущей плоскости, содержащая предложенное устройство, и часть фюзеляжа (вид сверху).

Устройство для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата включает в себя: канал воздухозаборника 1 двигателя; турбореактивный двигатель (ТРД) 2; камеру сгорания 3 ТРД; выхлопное сопло 4 ТРД; герметичную магистраль 5 для отбора газа (продуктов сгорания топлива) от камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4 и подачи его к нижней поверхности 6 несущей плоскости (крыла) 7 через внутренний объем несущей плоскости 7 и выдува в набегающий внешний сверхзвуковой поток; регулирующие элементы 8 герметичной магистрали 5, в частности редуктор-регулятор давления, обратный клапан и др.; канал отбора воздуха 9 от компрессора ТРД; воздухозаборник 10 (дополнительный); проницаемые пористые вставки 11 для выдува газа через поверхность несущей плоскости 6 в набегающий поток, оси которых перпендикулярны хорде несущей плоскости 7 или параллельны передней кромке несущей плоскости 7, а также могут занимать и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности несущей плоскости 7, чтобы избежать срыва воздушного потока; плоские щели 12 прямоугольной формы, расположенные перед проницаемыми пористыми вставками 11 и параллельно им на заданном расстоянии, которые предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности 6 несущей плоскости 7; каналы с развитой поверхностью теплообмена 13 для прокачки топлива или иной жидкости для охлаждения участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к проницаемым пористым вставкам 11; насос 14 для подачи охлаждающей жидкости, в данном случае топлива, в каналы охлаждения участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к пористым вставкам 11; конструктивные элементы 15 системы управления отбором и выдувом газа и охлаждением участков поверхности 6 несущей плоскости 7; экранно-вакуумная теплоизоляция 16; бак с топливом 17.

Устройство работает при крейсерском режиме полета сверхзвукового летательного аппарата, но вместе с тем может достаточно эффективно работать и на взлетном режиме при дозвуковой скорости полета и наборе высоты.

При крейсерском сверхзвуковом режиме полета предлагаемый способ обеспечивает значительное увеличение подъемной силы и, как следствие, позволяет увеличить коммерческую нагрузку летательного аппарата.

Устройство работает следующим образом.

Канал воздухозаборника 1 обеспечивает работу двигателя (ТРД) 2, в камеру сгорания 3 и выхлопное сопло 4 которого поступают продукты сгорания топлива (выхлопные газы), причем в камере сгорания 3 температура и давление газа выше, чем в дозвуковой части выхлопного сопла 4. Затем осуществляют отбор газа из камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4, или от газогенератора, который на чертеже не показан (в зависимости от того, какие значения давления и температуры выдуваемого газа необходимы), в герметичную магистраль 5, связывающую камеру сгорания 3 или выхлопное сопло 4 с внутренней стороной нижней поверхности 6 несущей плоскости 7. В эту же магистраль 5 подают воздух от компрессора ТРД 2 по каналу 9. После перемешивания холодного, из канала 9, и разогретого - из магистрали 5 - компонентов, образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 8 поступает к проницаемьм пористым вставкам 11 на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7 с внутренней стороны этой поверхности. Через пористые вставки 11 производят выдув газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий сверхзвуковой поток.

При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия (см. Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969, с.188-189) происходит интенсивное торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, дозвуковая струя выдуваемого газа является препятствием для сверхзвукового набегающего потока. Поэтому перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения на определенный угол. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, которая передается на поверхность 6 несущей плоскости 7. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа, или в области локального тепломассоподвода, приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 7 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения или локального отрывной зоны. Образование этой области приводит к усилению геометрического воздействия на основной сверхзвуковой поток, дальнейшему повышению давления и к увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 6 несущей плоскости 7 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пристеночного (пограничного) слоя (см. Г.Шлихтинг. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974, с.85). Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Возникшая поперечная сила, действующая на нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность и обусловленной только воздействием набегающего сверхзвукового потока, оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность 6 при отсутствии локального выдува газа. Это, в свою очередь, приведет к увеличению подъемной силы несущей плоскости 7, удерживающей сверхзвуковой летательный аппарат в полете.

Кроме того, вследствие образования локальных отрывных зон при местном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока (фиг.1), снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.

На сверхзвуковом крейсерском режиме полета канал 9, связывающий компрессор ТРД с герметичной магистралью 5, может перекрываться, и холодный воздух поступает в герметичную магистраль 5 через дополнительный воздухозаборник 10 при условии, если его давление окажется выше давления газа в магистрали 5. Дополнительный воздухозаборник 10 в устройстве может и не применяться при условии, что отбор воздуха в полете от компрессора ТРД не приводит к нецелесообразной потере мощности силовой установки (ТРД) или применяемый конструкционный материал поверхности несущей плоскости 7 позволяет организовать локальный выдув разогретого газа в набегающий поток без холодной компоненты - воздуха.

Конструкции из алюминиевых сплавов допускают кратковременные температурные нагрузки до 150 градусов С. Следовательно, проницаемые пористые вставки 11, через которые выдувается разогретый газ в набегающий поток, и примыкающие к ним участки поверхности 6 несущей плоскости 7 должны изготавливаться из титановых сплавов или титана, температура плавления которого составляет около 1600 градусов С. В настоящее время в конструкциях реактивных самолетов широко используется титан - до 30% массы летательных аппаратов, - плотность которого незначительно превышает плотность алюминиевых сплавов, а прочностные характеристики существенно выше (см. Ф.Р.Шекли. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.: Оборонгиз, 1957, с.46).

Кроме того, для обеспечения работоспособности конструкции несущей плоскости сверхзвукового летательного аппарата при локальном выдуве разогретого газа через ее поверхность 6 предусмотрено принудительное охлаждение участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к проницаемьм пористым вставкам 11. Для этого вдоль таких участков размещены каналы 13 с развитой компактной поверхностью, интенсифицирующей конвективный теплообмен, и через эти каналы насосом 14 прокачивают жидкое топливо или какую-либо другую охлаждающую жидкость. Эта жидкость отводит избыток тепла от участков поверхности 6 несущей плоскости 7, обеспечивая требуемый температурный режим конструкции. Затем топливо подают в камеру сгорания 3 ТРД. Если же для охлаждения используют другую жидкость, то после отвода ею тепла ее подают в жидкостно-воздушный теплообменник, где ее охлаждают до первоначальной температуры. Благодаря охлаждению и за счет интенсификации конвективного теплообмена возможно снизить температуру участков поверхности 6 несущей плоскости 7 с 500-600 градусов Кельвина до 300-350 градусов Кельвина.

Допуская, что площадь нижней поверхности несущей плоскости 7 S_кр одинакова и для случая без применения локального выдува газа, можно ожидать, что будет обеспечиваться эффект от применения предлагаемого локального выдува разогретого газа через поверхность 6 несущей плоскости 7 в сверхзвуковой поток за счет того, что герметичная магистраль 5 служит каналом подвода продуктов сгорания топлива, например, от выхлопного сопла 4 ТРД к проницаемым пористым вставкам 11 на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7 с внутренней ее стороны.

Кроме того, данное устройство, благодаря локальному выдуву разогретого газа через нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7 обеспечивает интенсивное торможение сверхзвукового потока вблизи этой поверхности, сопровождающееся повышением давления в области, площадь которой соизмерима с площадью несущей плоскости 7, поскольку выдув разогретого газа осуществляют через несколько проницаемых пористых вставок 11, расположенных одна за другой вдоль хорды или одна возле другой по размаху несущей плоскости 7. Причем перед каждой пористой вставкой 11 и параллельно ее оси размещена щель 12 для разрыва и возобновления тонкого пристеночного или пограничного слоя, в котором наиболее интенсивно протекают процессы переноса импульса, тепла и массы, а сверхзвуковая часть пограничного слоя располагается вблизи обтекаемой поверхности.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает создание дополнительной подъемной силы и, как следствие, увеличение коммерческой нагрузки при неизменной высоте полета и скорости летательного аппарата, или приводит к увеличению высоты полета летательного аппарата при неизменной скорости. В этом случае из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается сила лобового сопротивления, препятствующая движению летательного аппарата, определяемая по формуле;

где С_ха - коэффициент силы лобового сопротивления;

ρ_∞ - плотность воздуха на заданной высоте;

V_∞ - скорость полета летательного аппарата.

Уменьшение силы лобового сопротивления приводит к снижению потребной тяги двигателей Р=Х_а, которая пропорциональна массовому расходу топлива Поэтому запас топлива может быть уменьшен, а коммерческая нагрузка увеличена. При неизменном запасе топлива увеличивается максимальная дальность полета. При неизменной тяге двигателей может быть увеличена максимальная скорость полета и снижено время доставки пассажиров к месту назначения.

Возможность торможения сверхзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном выдуве разогретого газа в поток подтверждается определенными экспериментальными данными, а также следующим.

Уравнение обращения воздействия имеет вид:

где М_∞ - число Маха невозмущенного потока;

V - скорость потока газа;

S - площадь поперечного сечения потока;

m - масса газа;

d V - приращение скорости газа;

d S - приращение площади сечения потока;

d m- дополнительная масса, подведенная к потоку газа;

d Q_нар- дополнительное количество тепла, подведенное к потоку газа;

а - скорость звука в газе;

k - показатель адиабаты газа.

Это уравнение показывает, что при подводе массы (dm>0) и тепла (d Q_нар>0) к сверхзвуковому потоку (М_∞>1) скорость газа уменьшается (dV<0), поток тормозится, а его давление в соответствии с законом сохранения энергии возрастает.

В случае локального выдува газа через проницаемую пористую поверхность 11 образуется недорасширенная дозвуковая струя, при обтекании которой сверхзвуковым потоком возникает косой скачок уплотнения. При переходе через скачок поток тормозится, а его давление возрастает. Повышение давления на скачке уплотнения оценивается следующим образом:

где р₁=р_∞ - давление в невозмущенном потоке;

р₂ - давление газа за скачком уплотнения;

β - угол наклона скачка уплотнения к направлению скорости невозмущенного потока.

Формула (3) показывает, что при увеличении числа Маха полета летательного аппарата М_∞ давление р₂ за скачками уплотнения возрастает и это приводит к увеличению плотности газа в соответствии с соотношением:

где ρ₁=ρ_∞ - плотность газа в невозмущенном потоке;

ρ₂ - плотность газа за скачком уплотнения.

Таким образом, в сверхзвуковом потоке появляется препятствие с большей плотностью и массой, на котором основной поток тормозится более интенсивно.

Известно (см. В.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М.: Высшая школа. 1978, с.360, рис.5.1.9. и П.Чжен. Управление отрывом потока. М.: Мир. 1979, с.203), что при локальном выдуве струи газа в сверхзвуковой поток возникают замкнутые области возвратного течения, которые оказывают дополнительное геометрическое воздействие на поток, создавая условия для его более интенсивного торможения, повышения давления и уменьшения интегральной силы сопротивления трения.

Определенный вклад в формирование поперечной силы вносит и сила реакции выдуваемой через поверхность 6 несущей плоскости 7 струи газа, которая определяется соотношением (см. Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Наука. 1969, 824):

где - массовый расход выдуваемого газа;

V_с - средняя скорость истечения газа, выдуваемого локально через проницаемую поверхность 11.

Однако массовый расход выдуваемого газа незначителен. Выполненные оценки показывают, что суммарный массовый расход выдуваемого газа применительно к предлагаемому способу в случае использования проницаемых пористых вставок 11 на поверхности 6 несущей плоскости 7 составит доли процента от массового расхода продуктов сгорания одного ТРД сверхзвукового летательного аппарата (см. Проектирование самолетов/ Учебник для вузов. С.М.Егер, В.Ф.Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение. 1983, с.591). Малые значения имеет и скорость выдуваемого газа V_с. Поэтому сила реакции дозвуковой струи Р_р незначительна.

Перечисленные эффекты, а также ряд других, однако, не поддаются простому суммированию, так как их основу составляют сложные процессы, которые имеют нелинейный характер. При определенном сочетании параметров основного набегающего сверхзвукового потока и плоской струи выдуваемого газа эти процессы могут усиливать друг друга и приводить к формированию значительной поперечной, а значит, подъемной силы.

Кроме этого, некоторые экспериментальные данные показали возможность при определенном сочетании параметров набегающего сверхзвукового потока и струи выдуваемого газа формирования значительной силы давления (поперечной силы), которая в 1,5-2 раза превышает силу, действующую на обтекаемую поверхность 6 без локального выдува газа. Аналогичным образом увеличится и подъемная сила несущей плоскости 7 Y_a. При этом улучшаются маневренные свойства и устойчивость сверхзвукового летательного аппарата.

Кроме того, величина поперечной силы, действующей на обтекаемую поверхность, возрастает с увеличением скорости и температуры выдуваемого газа.

Приближенная взаимосвязь меду параметрами разогретого газа, отбираемого от выхлопного сопла 4 ТРД, холодного воздуха, отбираемого от компрессора или воздухозаборника 10 ТРД, составляющей подъемной силы несущей плоскости 7 Y_a, обусловленной скоростным напором набегающего потока и составляющей подъемной силы Y_вд, возникающей за счет локального выдува разогретой газовоздушной смеси через поверхность 6 несущей плоскости 7, такова.

Параметры холодного воздуха:

Параметры разогретого газа - продуктов сгорания топлива ТРД:

Параметры смеси:

Исходное уравнение теплового баланса имеет вид:

В (6)-(8) приняты следующие обозначения:

Р₁, - давление холодного воздуха и разогретого газа соответственно;

ρ₁, - плотности холодного воздуха в канале подвода к герметичной магистрали;

Т₁ - температура холодного воздуха в канале подвода к герметичной магистрали и горячего газа соответственно;

Т₂ - температура разогретого газа в герметичной магистрали до смешения с холодным воздухом;

Т - температура газовоздушной смеси в герметичной магистрали перед выдувом в основной поток;

- удельные теплоемкости холодного воздуха, разогретого газа и смеси соответственно;

- секундные массовые расходы холодного воздуха, разогретого газа и смеси соответственно.

Если допустить, что и учесть, что

то из (9) получим:

откуда следует соотношение:

Отношение С_р1/С_p мало отличается от единицы, поэтому приближенная запись (11) примет вид:

Поскольку Т>Т₁, а , то выражение (12) всегда положительно.

Входящие в (12) температуры имеют следующий порядок: Т₁˜300 К; ˜1100 K; Т˜500 К. Подставляя эти значения в формулу (12), получим неравенство:

Следовательно, массовый расход холодного воздуха, поступающего от компрессора ТРД или через воздухозаборник 10, будет больше массового расхода разогретого газа, поступающего от выхлопного сопла 4 или камеры сгорания 3 ТРД.

Выражения (11) и (12) при известных температурах Т₁, , Т и скорости полета V_∞ (М_∞) позволяют получить, например, потребную площадь поперечного сечения воздухозаборника S для устройства, реализующего предложенный способ увеличения подъемной силы летательного аппарата, из известного соотношения:

где ρ₁=ρ_∞ - плотность воздушного потока перед воздухозаборником;

V_∞ - скорость воздушного потока, равная скорости летательного аппарата.

Аналогичные соотношения используются для определения площади поперечного сечения канала подвода воздуха от компрессора ТРД и герметичной магистрали 5. В первом случае оно имеет вид:

где ρ_k - плотность воздуха на выходе из компрессора;

V_вк - скорость воздуха в канале;

S_вк - площадь поперечного сечения канала.

Параметры воздуха на выходе из компрессора ТРД определяются по известной методике (см. В.П.Колодочкин. Воздушно-реактивные двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. М.: Машиностроение. 1975, с.132).

Суммарный расход газовоздушной смеси т.з, выдуваемой через поверхность 6 несущей плоскости 7 в набегающий сверхзвуковой поток, определяется выражением:

где n - число проницаемых вставок 11 для выдува газа;

S_n - суммарная площадь поперечного сечения каналов (пор) для выдува газа;

V_сп - средняя скорость газа в струе, выдуваемой через проницаемую пористую вставку 11;

ρ - плотность выдуваемой газовоздушной смеси.

Требуемые значения скорости V_сп и плотности смеси ρ определены на основе экспериментальных данных. При этом скорость V_сп выбирается так, чтобы массовый расход смеси не превышал ˜ 1% массового расхода продуктов сгорания топлива ТРД. Плотность ρ определяется величиной давления потока воздуха вблизи нижней поверхности 6 несущей плоскости 7, которая зависит от степени торможения потока при выдуве струи газа.

Площадь поперечного сечения каналов в пористой вставке 11 S_п может составлять 50-60% от площади самой вставки, имеющей форму прямоугольника. При этом ширина вставки 11 для локального выдува газа должна быть в 10-15 раз меньше расстояния между вставками, например вдоль хорды несущей плоскости 7.

Таким образом, используя соотношения (10), (11) и (16), можно оценить массовые расходы холодного воздуха и разогретого газа подаваемого в герметичную магистраль 5 из выхлопного сопла 4 ТРД.

Затраты механической энергии на организацию движения разогретого газа и воздуха по каналам (магистрали) минимальны, так как ТРД расположены непосредственно под несущей плоскостью летательного аппарата, а величины давления в камере сгорания 3 и на выходе из компрессора ТРД составляют десятки кгс/см².

Опытные и расчетные данные показывают, что при наличии десяти проницаемых пористых вставок на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7, по пять с каждой стороны от фюзеляжа, с двумя примыкающими охлаждаемыми участками с каждой стороны вставки 11 при ширине канала с развитой поверхностью ˜ 0,1 м, расстоянии между стенками канала ˜ 0,005 м и скорости движения охлаждающей жидкости, в данном случае топлива, не превышающей 0,1 м/с, ее объемный расход составит 600-1000 см³/с (0,6-1 л/с).

Если в качестве охлаждающей жидкости используется топливо ТРД, то после его прокачки через нагретые участки несущей плоскости 7 оно может быть направлено сразу в камеру сгорания 3 ТРД, что исключает необходимость использования дополнительных теплообменников.

Для уменьшения перетекания тепла от проницаемых пористых вставок 11 в конструкцию несущей плоскости 7 на контактной поверхности между ними установлена экранно-вакуумная теплоизоляция 16.

Оценка значений приращения подъемной силы несущей плоскости летательного аппарата за счет применения локального выдува дозвуковой струи разогретого газа через поверхность несущей плоскости в сверхзвуковой набегающий поток может быть произведена следующим образом.

Подъемная сила Y_a, создаваемая несущей плоскостью, будет складываться из составляющей Y_осн, обусловленной скоростным напором основного набегающего потока, и составляющей Y_доп, возникающей за счет локального выдува струи газа:

Воспользовавшись общей формулой для аэродинамической силы (см. Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М.: Высшая школа. 1978, с. 14), получим соотношение:

где С_Yосн - коэффициент подъемной силы несущей плоскости при скорости набегающего потока V (число Маха M_∞);

С_Yдоп - приращение коэффициента подъемной силы несущей плоскости за счет локального выдува струи газа через нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7 в сверхзвуковой поток.

Тогда, используя (17) и (18) и выражение для подъемной силы, получим:

После преобразований получим:

Из выражений (18) и (20) следует, что

В формулах (19)-(21) через S и S_вд соответственно обозначены:

S - характерная площадь летательного аппарата (площадь несущей плоскости в плане);

S_вд - часть площади несущей поверхности, на которую распространяется область повышенного давления, возникающая в результате локального выдува струи разогретого газа в сверхзвуковой поток.

В приближенных расчетах можно принять

Полученные или приведенные зависимости (3), (4), (5), (11) или (12), (14) -(16), (21) позволяют, наряду с определенными экспериментальными данными, оценивать: потребные величины секундных массовых расходов разогретого газа, отбираемого от ТРД, холодного воздуха, газовоздушной смеси; площадь дополнительного воздухозаборника или канала подвода воздуха от компрессора ТРД; количество тепла, отводимого от нагретых участков поверхности несущей плоскости; расход охлаждающей жидкости, а также, с использованием известных зависимостей для потерь напора, оценивать затраты мощности на прокачку жидкости.

Кроме того, можно оценить коэффициент подъемной силы несущей плоскости С_Ya (см. формулу (21)) с использованием результатов математического моделирования или экспериментальных данных по интегральной силе давления на поверхности несущей плоскости при локальном выдуве струи газа в сверхзвуковой поток для известных значений параметров невозмущенного потока ρ_∞, Р_∞, V_∞, М_∞, k, Т_∞; струи газа V_сп, Т; площадей несущей плоскости S, S_вд, S_с - площади поперечного сечения струи выдуваемого газа.

В качестве примера дадим соотношение между расходами m и m₂ при использовании на сверхзвуковом летательном аппарате турбореактивного двигателя, у которого Т₂≈1100 К. Приняв Т₁=300 К и Т^'=600 К, получим следующее соотношение для секундных расходов холодного воздуха и разогретого газа (см. формулу (12)):

В формуле (21) параметры S и С_Yосн для данного типа сверхзвукового летательного аппарата известны, площадь S_вд и коэффициент С_Yдоп оценивают по приближенным зависимостям вида (3)-(5), (17)-(19) и результатам математического моделирования сверхзвукового обтекания поверхности потоком вязкого теплопроводного газа при локальном выдуве плоской поперечной дозвуковой струи разогретого газа, а затем уточняют по экспериментальным данным, в частности по результатам продувок в сверхзвуковой аэродинамической установке.

Получены следующие данные. При М_∞=2,35, высоте полета Н=16 км, малой дозвуковой скорости газа, выдуваемого через поверхность, ширине проницаемой пористой вставки в 15 раз меньшей длины участка поверхности, обтекаемой сверхзвуковьм потоком, температуре выдуваемого газа 600 К, длине участка поверхности ˜ 1,5 м, ширине участка - 1 м, величина поперечной силы оказывается в 2,2-2,5 раза больше, чем в случае отсутствия выдува струи разогретого газа.

Предложенное техническое решение по увеличению подъемной силы летательного аппарата реализуется на сверхзвуковых режимах полета. Однако существующие летательные аппараты данного типа могут достигать сверхзвукового режима полета за время, не превышающее 5-10 секунд после взлета (см. Проектирование самолетов/ Учебник для вузов. С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение. 1983, с.616) Следует учесть, что локальный выдув газа в сверхзвуковой поток на малых высотах более эффективен, чем на больших.

В случае перехода на дозвуковые режимы полета для компенсации снижения поперечной силы может использоваться кратковременное форсирование двигателей (форсажный режим) и другие меры, например локальный выдув разогретого газа через верхнюю поверхность несущей плоскости в дозвуковой поток. При этом принудительное охлаждение участков поверхности несущей плоскости не требуется, так как дозвуковые режимы полета в данном случае непродолжительны.

Предложенное техническое решение может быть использовано для увеличения эффективности управления рулевыми поверхностями или управляющими профилями летательного аппарата, предназначенными для создания управляющих моментов.

В этом случае разогретый газ, отобранный от ТРД, подводят к одной из двух сторон управляющего профиля (левой или правой для киля - руля направления; верхней или нижней стороне закрылка или элевона) и выдувают в набегающий сверхзвуковой поток. Принцип и условия формирования управляющего усилия применительно к рулевой поверхности остаются теми же, что и для несущей поверхности (крыла), однако выдув газа организуют в таких местах рулевой поверхности, чтобы при этом был обеспечен максимальный управляющий момент. При этом нет необходимости использовать сложную механизацию для отклонения рулевых поверхностей, что особенно важно при больших сверх- и гиперзвуковых скоростях полета.

Предложенное техническое решение может быть применено и для формирования усилия, тормозящего летательный аппарат, если выдув газа, отобранного от газогенератора, осуществлять в носовой части летательного аппарата. При этом давление, действующее на внешнюю поверхность носовой части, возрастает, а интегральная сила давления будет направлена противоположно вектору скорости движения летательного аппарата, то есть окажется тормозящей силой. При этом дополнительный газогенератор необходим, так как двигательная установка располагается, как правило, в кормовой части летательного аппарата, а баки с топливом размещены достаточно близко к носовой части.

Изобретение относится к области авиации. Устройство предназначено для летательного аппарата, имеющего фюзеляж, реактивный двигатель, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили. Устройство содержит источник отбираемого газа, который присоединен герметичными магистралями к зонам локального выдува газа в пограничный слой воздушного потока на поверхностях летательного аппарата. Каждая зона локального выдува газа выполнена на поверхности несущей плоскости или фюзеляжа, или управляющих профилей с проницаемой пористой вставкой с площадью поперечного сечения каналов в пористой вставке 50÷60% от площади самой вставки в 10÷15 раз меньше расстояния между соседними вставками, при этом перед каждой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва пограничного слоя. Способ характеризуется использованием указанного устройства. Технический результат - снижение силы лобового сопротивления и расхода топлива. 2 н. и 8 з.п.ф-лы, 2 ил.

1. Устройство для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, имеющего фюзеляж, по меньшей мере один реактивный двигатель, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, содержащее источник отбираемого газа, который присоединен герметичной магистралью к зонам локального выдува разогретого газа в пограничный слой воздушного потока на поверхностях летательного аппарата, отличающееся тем, что каждая зона локального выдува газа выполнена на поверхности несущей плоскости, или фюзеляжа, или управляющих профилей с проницаемой пористой вставкой с площадью поперечного сечения каналов в пористой вставке 50÷60% от площади самой вставки, в 10÷15 раз меньше расстояния между соседними вставками, при этом перед каждой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва пограничного слоя.2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая зона локального выдува газа соединена с камерой сгорания реактивного двигателя.3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая зона локального выдува газа соединена с камерой газогенератора.4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что каждая зона локального выдува газа соединена с выхлопным соплом реактивного двигателя.5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что имеет по меньшей мере две проницаемые пористые вставки, предназначенные для размещения вдоль размаха каждой несущей плоскости рядами, один за другим, перпендикулярно хорде несущей плоскости и направлению набегающего воздушного потока.6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что перед каждой проницаемой пористой вставкой на несущей плоскости выполнена прямоугольная щель, которая расположена параллельно соответствующей вставке и предназначена для разрыва пограничного слоя.7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно снабжено экранно-вакуумной изоляцией, которая расположена с возможностью уменьшения перетекания тепла из зоны локального выдува газа в пограничный слой.8. Способ изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, заключающийся в выдуве разогретого газа в пограничный слой на поверхности летательного аппарата, отличающийся тем, что для выдува используют устройство по любому из пп.1-6.9. Способ по п.8, отличающийся тем, что участки несущих плоскостей, примыкающие к зонам локального выдува разогретого газа, охлаждают жидким топливом из бака топливной системы летательного аппарата.10. Способ по п.8, отличающийся тем, что в пограничный слой на поверхности летательного аппарата выдувают газ в смеси с воздухом, имеющим более низкую температуру.