МАЛОРАЗМЕРНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ПУЛЬСИРУЮЩИМ ДЕТОНАЦИОННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ И СПОСОБ ЕГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ Российский патент 2009 года по МПК B64C39/02 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке мини- и микробеспилотных летательных аппаратов различного назначения.

Известен беспилотный летательный аппарат (БЛА), содержащий свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу и по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом, установленный в мотогондоле (патент RU №2288140 С1, МПК В64С 39/02, 27.11.2006).

Однако этот БЛА не предназначен для полетов со сверхзвуковой скоростью.

Известен беспилотный летательный аппарат (патент RU №2181333 С2, МПК В64D 27/20, 20.04.2002), содержащий корпус, шасси, несущие плоскости, расположенные симметрично в плоскости, перпендикулярной к строительной оси аппарата, механизацию несущих плоскостей для обеспечения взлета, посадки и маневрирования, оперение, силовую установку, имеющую по крайней мере один воздушно-реактивный двигатель с отклонением вектора тяги и кольцевой воздухозаборник. Корпус выполнен по интегральной схеме, а оперение располагается впереди несущих плоскостей.

Недостатком данного БЛА является то, что его компоновка не обеспечивает возможность полета с гиперзвуковой скоростью.

Известен также летательный аппарат (ЛА) с комбинированной двигательной установкой, принятый за прототип по отношению к предлагаемому изобретению, содержащий фюзеляж, несущие плоскости, механизацию несущих плоскостей, органы управления и силовую установку с воздухозаборником, камерой сгорания и сопловым аппаратом (патент RU №2130407 С1, МПК В64С 39/02, 20.05.1999).

Недостатками известного технического решения являются сложность, функциональная ненадежность и большой вес комбинированной двигательной установки ЛА, сводящей на нет преимущества пульсирующего детонационного двигателя.

Известен способ управления планирующим летательным аппаратом (патент US №6676071 ВА от 21.06.2002 г., МПК F42B 15/01), основанный на программной реализации времени полета с коррекцией его в зависимости от условий старта, скорости ветра и параметров работы двигателя. Алгоритм управления времени и дальности полета содержит замкнутую линию обратной связи.

Недостатком данного способа управления планирующим ЛА является сложность его применения для высокоскоростных БЛА.

Наиболее близким из известных технических решений предлагаемому способу является способ запуска реактивного снаряда и комплекс вооружения для его реализации (патент RU №2247932 С1 от 22.01.2004 г., МПК F42B 15/00), включающий разгон реактивного снаряда из пусковой трубы с последующим включением реактивного двигателя путем воспламенения заряда твердого топлива продуктами сгорания установленного заряда из пиротехнического состава, который воспламеняют одновременно с зарядом твердого топлива. При этом время горения воспламеняющего заряда из пиротехнического состава больше времени горения заряда твердого ракетного топлива.

Недостатком известного технического решения является невозможность использования кислорода набегающего потока воздуха для окисления топлива.

Задачей данного изобретения является разработка компоновки летательного аппарата с пульсирующим детонационным двигателем.

Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении летно-технических характеристик малогабаритного беспилотного летательного аппарата, снижении сухого веса конструкции и повышении топливной эффективности его силовой установки.

Решение поставленной задачи и технический результат согласно заявляемому изобретению достигаются тем, что в малоразмерном беспилотном летательном аппарате с пульсирующим детонационным двигателем, содержащем фюзеляж, несущие плоскости, механизацию несущих плоскостей, органы управления, силовую установку с воздухозаборником, камерой сгорания и сопловым аппаратом, силовая установка выполнена в виде пульсирующего детонационного двигателя, установленного в хвостовой части летательного аппарата таким образом, что фюзеляж является центральным телом кольцевого воздухозаборника, а полузамкнутая детонационная камера сгорания, сформированная торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, соединена с кольцевым воздухозаборником регулируемым кольцевым щелевым соплом, образованным наружной стенкой фюзеляжа и внутренней стенкой кольцевого воздухозаборника, в канале которого размещены несущие плоскости и органы управления летательного аппарата. При этом несущие плоскости выполнены выдвигающимися из канала кольцевого воздухозаборника, а торцевая стенка полузамкнутой детонационной камеры сгорания выполнена из пористого материала с внедренными углеродными нанотрубками.

Решение поставленной задачи достигается также тем, что в способе функционирования малогабаритного беспилотного летательного аппарата, основанном на разгоне летательного аппарата с последующим включением пульсирующего детонационного двигателя путем подачи подготовленной топливной смеси в камеру сгорания, детонации и получении тяги, процесс частотной газовой детонации контролируемых порций подготовленной топливной смеси проводят периодически с частотой 200-27000 Гц и топливную смесь в полузамкнутую детонационную камеру сгорания вводят двумя потоками через пористую торцевую стенку и через регулируемое кольцевое щелевое сопло. При этом топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через пористую торцевую стенку и топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через регулируемое кольцевое щелевое сопло, в качестве топлива используют водород, который генерируют на борту летательного аппарата в результате проведения реакции взаимодействия с водной средой металлосодержащего вещества, в частности порошкообразного алюминия, микрокапсулированного водорастворимым полимерным покрытием.

Схема малоразмерного БЛА с пульсирующим детонационным двигателем приведена на чертеже.

Малоразмерный БЛА с пульсирующим детонационным двигателем содержит фюзеляж 1, несущие плоскости 2, органы управления 3 и силовую установку 4 с воздухозаборником 5, камерой сгорания 6 и сопловым аппаратом 7. Силовая установка 4 выполнена в виде пульсирующего детонационного двигателя, установленного в хвостовой части летательного аппарата таким образом, что фюзеляж 1 является центральным телом кольцевого воздухозаборника 5, полузамкнутая детонационная камера сгорания 6 сформирована торцевой стенкой 8 центрального тела и внутренней стенкой 9 соплового аппарата 7. Полузамкнутая детонационная камера сгорания 6 соединена с кольцевым воздухозаборником 5 регулируемым кольцевым щелевым соплом 10, образованным наружной стенкой фюзеляжа 1 и внутренней стенкой кольцевого воздухозаборника 5, в канале которого размещены несущие плоскости и органы управления летательного аппарата.

Малоразмерный БЛА с пульсирующим детонационным двигателем функционирует следующим образом.

Малоразмерный БЛА в стартовой конфигурации со сложенными несущими плоскостями 2 разгоняют с помощью пусковой установки и дальнейший полет осуществляют с помощью силовой установки 4. Запуск и выключение гиперзвукового пульсирующего детонационного двигателя осуществляют подачей в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 6 приготовленной топливной смеси на основе водорода двумя потоками и процесс частотной газовой детонации контролируемых порций топливной смеси проводят периодически с частотой 200-27000 Гц. При этом топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 6 через пористую торцевую стенку 8 и топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания 6 через регулируемое кольцевое щелевое сопло 10, связывающее кольцевой воздухозаборник 5 с полузамкнутой детонационной камерой сгорания 6. Водород генерируют на борту летательного аппарата в результате проведения реакции взаимодействия с водной средой металлосодержащего вещества, в качестве которого используют, например, порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимой полимерной пленкой. Аэродинамические поверхности и струйные органы управления 3 используют при маневрах и для увеличения боковой дальности.

Предлагаемые технические решения повышают степень интегрирования планера и силовой установки малоразмерного БЛА, технологичность его конструкции и возможность внедрения новых материалов и устройств на основе нанотехнологий, информационных и гиперзвуковых технологий.

Заявленное изобретение основано на результатах расчетных и экспериментальных исследований газодинамики течений в бесклапанных резонансных дозирующих системах, использующих эффект Гартмана-Шпрингера, и лабораторных исследований активации процессов окисления металлосодержащих топлив в водной среде, выполненных в рамках гранта РФФИ 07-08-12056.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке мини- и микробеспилотных летательных аппаратов различного назначения. Летательный аппарат содержит фюзеляж, несущие плоскости, механизацию несущих плоскостей, органы управления и силовую установку с воздухозаборником, камерой сгорания и сопловым аппаратом. Силовая установка установлена в хвостовой части летательного аппарата таким образом, что фюзеляж является центральным телом кольцевого воздухозаборника. Полузамкнутая детонационная камера сгорания, сформированная торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, соединена с кольцевым воздухозаборником, регулируемым кольцевым щелевым соплом, образованным наружной стенкой фюзеляжа и внутренней стенкой кольцевого воздухозаборника, в канале которого размещены несущие плоскости и органы управления летательного аппарата. Способ функционирования летательного аппарата включает в себя разгон летательного аппарата с последующим включением двигателя путем подачи подготовленной топливной смеси в камеру сгорания, детонацию и получение тяги. Топливную смесь в камеру сгорания вводят двумя потоками через пористую торцевую стенку и регулируемое кольцевое щелевое сопло с частотой 200-27000 Гц. Достигается улучшение летно-технических характеристик беспилотного летательного аппарата, снижение сухого веса и повышение топливной эффективности силовой установки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Малоразмерный беспилотный летательный аппарат с пульсирующим детонационным двигателем, содержащий фюзеляж, несущие плоскости, механизацию несущих плоскостей, органы управления и силовую установку с воздухозаборником, камерой сгорания и сопловым аппаратом, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде пульсирующего детонационного двигателя, установленного в хвостовой части летательного аппарата таким образом, что фюзеляж является центральным телом кольцевого воздухозаборника и полузамкнутая детонационная камера сгорания, сформированная торцевой стенкой центрального тела и внутренней стенкой соплового аппарата, соединена с кольцевым воздухозаборником регулируемым кольцевым щелевым соплом, образованным наружной стенкой фюзеляжа и внутренней стенкой кольцевого воздухозаборника, в канале которого размещены несущие плоскости и органы управления летательного аппарата.

2. Малоразмерный беспилотный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что несущие плоскости выполнены выдвигающимися из канала кольцевого воздухозаборника.

3. Малоразмерный беспилотный летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что торцевая стенка полузамкнутой детонационной камеры сгорания выполнена из пористого материала с внедренными углеродными нанотрубками.

4. Способ функционирования малоразмерного беспилотного летательного аппарата, включающий разгон летательного аппарата с последующим включением пульсирующего детонационного двигателя путем подачи подготовленной топливной смеси в камеру сгорания, детонацию и получение тяги, отличающийся тем, что процесс частотной газовой детонации контролируемых порций подготовленной топливной смеси проводят периодически с частотой 200-27000 Гц и топливную смесь в полузамкнутую детонационную камеру сгорания вводят двумя потоками через пористую торцевую стенку и регулируемое кольцевое щелевое сопло.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода менее 0,1 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через пористую торцевую стенку и топливную смесь с коэффициентом избытка кислорода более 0,85 вводят в полузамкнутую детонационную камеру сгорания через регулируемое кольцевое щелевое сопло.

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что топливную смесь формируют из водорода, который генерируют на борту летательного аппарата в результате проведения реакции взаимодействия с водной средой металлосодержащего вещества.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что в качестве металлосодержащего вещества используют порошкообразный алюминий, микрокапсулированный водорастворимым полимерным покрытием.