ГИПЕРЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ, ОБОРУДОВАННЫЙ КОМБИНИРОВАННОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ, И СПОСОБ ЕЕ РАБОТЫ В ПОЛЕТЕ Российский патент 2023 года по МПК B64C30/00 B64D27/02 B64G1/14 

Изобретение относится к авиастроению и может быть использовано при разработке конструкции сверхзвуковых самолетов.

Проблемой, инициирующей создание изобретения, является то, что при полетах на сверхзвуковых скоростях, в особенности при числе Маха М> 2,8-3,0, характеризующих переход полета самолета на гиперзвуковую скорость, возрастает нагрев планера, вызванный взаимодействием его внешних поверхностей с набегающим потоком воздуха.

Известно применение жидкостных систем охлаждения летательных аппаратов, в которых охлаждающая жидкость контактирует с теплонагруженными частями планера и в результате теплообмена понижает их температуру, при этом охлаждающая жидкость должна периодически охлаждаться для участия в процессе последующего теплообмена.

Известно применение на самолете турбореактивных двигателей (ТРД), работающих на криогенном топливе, которое находится в топливном баке при низких температурах, и при подаче в двигатель должно нагреваться для образования горючей смеси. Очевидно, что проходящее по трубопроводам подачи топлива криогенное топливо может быть использовано в качестве охладителя теплонагруженных частей планера при гиперзвуковом полете, при этом агрегаты при охлаждении нагревают криогенное топливо, подготавливая его для работы в ТРД.

При полете с гиперзвуковой скоростью, в случае изменения курса, это изменение траектории полета должно проводиться по большому радиусу поворота, что связано с инерцией движения. Таким образом, для улучшения управляемости при изменении курса необходимо обеспечивать преемственность двигателя, снизив скорость полета переводом турбореактивного двигателя в режим малой мощности.

Известен двухконтурный турбореактивный двигатель (ТРД) (Патент RU №2237176 С1; МПК F02C 3/08; опубликовано 27.09.2004), спроектированный для высокоскоростных самолетов, работающий на топливе с большим хладоресурсом, например, на жидком водороде, сжиженном природном газе и т.п.При этом двигатель имеет сложную конструкцию, вызванную необходимостью преемственности его работы для различных скоростных режимов полета, что уменьшает надежность конструкции.

Известен гиперзвуковой летательный аппарат с составной двигательной системой и системой охлаждения турбины турбореактивного двигателя высокого давления (Патент RU №2615842 С2; МПК В64С 30/00, B64D 27/16, В64С 15/14, B64D 7/08, F01D 25/12; опубликован 10.01.2017 г. ) Летательный аппарат снабжен комбинированной силовой установкой, включающей турбореактивные двигатели (ТРД), содержащей два маршевых комбинированных двигателя и два маршевых ракетных двигателя. Каждый маршевый двигатель имеет две ступени - турбовентиляторный двигатель и ТРД. В хвостовой части фюзеляжа располагается центральный газовод с кольцевым основанием, на котором установлен промежуточный газовод, который снабжен направляющими лопатками. На центральном газоводе установлен корпус привода промежуточного газовода. ТРД имеет компрессор, турбину высокого давления и турбину низкого давления, которые расположены по внешней окружности корпуса турбореактивного двигателя. Турбина высокого давления оборудована системой охлаждения. В представленном летательном аппарате возникает необходимость изменения (уменьшения) миделя самолета при полете с гиперзвуковой скоростью, увеличение массы самолета, связанной с реализацией дополнительной системы охлаждения планера при полете на гиперзвуковых скоростях, сложность реализации управления двигательной системой, а также проблемы управляемости самолетом при изменении курса, вызванные инерцией полета с гиперзвуковой скоростью.

Прототипом изобретения является комбинированная силовая установка сверхзвукового летательного аппарата (Патент RU №2065380 С1; МПК В64С 37/02, В64С 39/02, B64D 27/26, опубликован. 20.08.1996 г.) Силовая установка включает турбореактивные двигатели (ТРД), при этом силовая установка включает в себя два турбореактивных двигателя, использующих в качестве топлива авиационный керосин и один турбореактивный двигатель, использующий в качестве топлива криогенное топливо, при этом самолет оснащен керосиновыми и криогенными топливными баками, топливными магистралями для подачи к двигателям керосина и криогенного топлива соответственно, причем силовая установка выполнена с возможностью выведения двигателя в полете, использующего криогенное топливо, на режим максимальной тяги и с возможностью своим суммарным тяговым импульсом разогнать самолет до гиперзвуковой скорости с последующим поддержанием этой скорости до окончания участка гиперзвукового полета. В прототипе не раскрыта конструкция летательного аппарата, обеспечивающая охлаждение планера при полете на гиперзвуковых скоростях и не предусмотрена согласованность работы комбинированной силовой установки обеспечивающей улучшение управляемость при изменении курса или посадке.

Изобретение создано при решении технических задач по разработке конструкции гиперзвукового самолета, обеспечивающей надежное охлаждение планера при полете на гиперзвуковых скоростях и по разработке способа полета гиперзвукового самолета разработанной конструкции, обеспечивающего улучшение управляемости при изменении курса или посадке.

Поставленная задача по разработке конструкции, решается техническим решением, при котором гиперзвуковой самолет, оборудован комбинированной силовой установкой, включающей турбореактивные двигатели (ТРД), при этом силовая установка включает в себя два турбореактивных двигателя, использующих в качестве топлива авиационный керосин и один турбореактивный двигатель, использующий в качестве топлива криогенное топливо, при этом самолет оснащен керосиновыми и криогенными топливными баками, топливными магистралями для подачи к двигателям керосина и криогенного топлива соответственно, при этом силовая установка выполнена с возможностью выведения двигателя в полете, использующего криогенное топливо, на режим максимальной тяги и с возможностью своим суммарным тяговым импульсом разогнать самолет до гиперзвуковой скорости с последующим поддержанием этой скорости до окончания участка гиперзвукового полета, причем трубопроводы подачи криогенного топлива распределены возле внешней поверхности передних частей планера самолета и отсеков целевой нагрузки.

Техническим результатом, достигаемым при реализации конструкции гиперзвукового самолета, является надежное охлаждение планера самолета при полете на гиперзвуковых скоростях и уменьшение массы самолета за счет упрощения конструкции системы охлаждения.

Реализация изобретения может включать следующие частные технические решения:

- использование для работы ТРД в качестве авиационного керосина топлива термостабильного Т-6 или Т-8В;

- использование в качестве криогенного топлива сжиженного природного газа или сжиженный водород;

- для достижения максимального импульса, производимого реактивной струей ТРД, и во избежание термического нагрева частей конструкции хвостовой части планера, ТРД установлены в его кормовой части;

- для возможности управления изменением курса самолета, изменением тяги ТРД, использующих авиационный керосин, их оси расположены по обе стороны от плоскости симметрии самолета;

- для исключения создания дополнительного отклоняющего момента по курсу, ось ТРД, использующего криогенное топливо, расположена в плоскости симметрии самолета.

Поставленная задача по разработке способа полета гиперзвукового самолета разработанной конструкции, обеспечивающего улучшение управляемости при изменении курса или посадке, решается техническим решением, при котором перед взлетом подводятся используемые топлива ко всем турбореактивным двигателям (ТРД) и запускают их, при этом работа ТРД, использующего криогенное топливо, происходит на режиме малого газа без участия в создании взлетной тяги, взлетную тягу создают при помощи ТРД, использующих авиационный керосин, которые также используют для взлета, набора высоты и выведения самолета на полетный курс, после достижения необходимой высоты и скорости ТРД, использующий криогенное топливо, выводят на работу в режиме максимальной тяги, с возможностью разгона и полета самолета по курсу с гиперзвуковой скоростью, при необходимости изменения курса ТРД, использующий криогенное топливо, переводят на режим малого газа и производят корректировку курса изменением тяги ТРД, использующих авиационный керосин и/или управляемыми аэродинамическими поверхностями, после корректировки курса ТРД, использующий криогенное топливо, выводят на работу в режиме максимальной тяги и выполняют продолжение гиперзвукового полета по новому курсу, при необходимости совершения посадки ТРД, использующий криогенное топливо, переводят на режим малого газа и выполняют посадку на ТРД, использующих авиационный керосин, после чего прекращают подвод топлива ко всем ТРД.

Техническим результатом, достигаемым при реализации способа, является улучшение управляемости самолета при изменении курса или при посадке.

Для пояснения сущности изобретения используются следующие графические материалы:

Фиг. 1 Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой, вид сверху;

Фиг.2 Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой, вид спереди;

Фиг. 3 Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой, вид сбоку;

Фиг. 4 Разрез А-А Фиг. 1;

Фиг. 5 Разрез Б-Б Фиг. 2;

Фиг. 6 Разрез В-В Фиг. 3;

Фиг. 7 Разрез Г-Г Фиг. 3;

Фиг. 8 Разрез Д-Д Фиг. 3;

Фиг. 9 Алгоритм способа работы комбинированной силовой установки при полете гиперзвукового самолета.

Для описания сущности изобретения используется термин «криогенное топливо», под которым подразумевается жидкое топливо (при температуре ниже 120 К), получаемое сжижением газов глубоким охлаждением, например, водорода или метана.

В 1988 г. осуществлены полеты экспериментального самолета Ту-155, двигатели которого использовали в качестве топлива криогенное топливо - сжиженный водород или сжиженный природный газ, что раскрыто в книге «Внимание: газы. Криогенное топливо для авиации»: Справочник-воспоминание для всех / Андреев В., Борисов В., Климов В. [и др.]; [Науч. ред.-В.Т. Климов]. М.: Моск. рабочий, 2001. - 223 с.

В соответствии с изобретением гиперзвуковой самолет (Фиг. 1-8) оборудован комбинированной силовой установкой, снабженной двумя турбореактивными двигателями (ТРД), использующими в качестве топлива авиационный керосин 1, 2 и одним турбореактивным двигателем, использующим в качестве топлива криогенное топливо 3.

В качестве ТРД могут быть применены самолетные турбореактивные двигатели любого типа, в том числе с реализацией прямоточного режима тяги, турбореактивные, турбореактивные двухконтурные и прочие, используемые на трансзвуковой и сверхзвуковой авиатехнике.

Для обеспечения работы ТРД самолет оснащен керосиновыми 4 и криогенными 5 топливными баками, топливными магистралями для подачи к двигателям керосина 6 и криогенного топлива 7 соответственно.

По конструкторскому замыслу предполагается, что взлет, набор высоты и выведение самолета на прямолинейный участок полетного курса осуществляется за счет тяги ТРД, использующих авиационный керосин, после чего переводят ТРД, использующий криогенное топливо, на режим максимальной тяги (см. Способ работы комбинированной силовой установки в полете, раскрытый ниже), при этом суммарный тяговый импульс комбинированной силовой установки обеспечивает разгон самолета до гиперзвуковой скорости с последующим поддержанием этой скорости до окончания участка гиперзвукового полета.

Повышение тягового импульса достигается путем увеличения подачи криогенного топлива в двигатель, работающий на криогенном топливе. Способность конструкции ТРД увеличивать тягу при увеличении подачи топлива в камеру сгорания позволяет в необходимый момент повысить тяговый импульс ТРД, использующего криогенное топливо. Его выведение на режим максимальной тяги обеспечивает прирост суммарного импульса комбинированной силовой установки.

Количество необходимой подачи криогенного топлива в ТРД и мероприятия для обеспечения этой подачи определяются при общей разработке обеспечения полета с учетом массы самолета и режимов полета.

В полете при работе комбинированной силовой установки криогенное топливо подается из топливного бака к ТРД по трубопроводам, проходящим внутри планера и, поскольку криогенное топливо, имеющее низкую температуру, проходит возле теплонагруженных частей, в результате теплопередачи по второму закону термодинамики охлаждает их и нагревается, что обеспечивает постоянное надежное охлаждение планера, упрощая систему охлаждения самолета. Одновременно происходит газификация криогенного топлива для совершения работы в ТРД, упрощая систему подготовки криогенного топлива к использованию в двигателе.

Для обеспечения первоочередного отвода теплоты от наиболее теплонапряженных передних по полету поверхностей планера 12 и обеспечения работоспособности целевых нагрузок, трубопроводы подачи криогенного топлива 7 распределены возле внешней поверхности передних частей планера самолета и отсеков целевой нагрузки.

Поскольку при полете с гиперзвуковой скоростью может происходить интенсивный нагрев керосиновых топливных баков, в качестве авиационного керосина целесообразно использовать термостабильное авиационное топливо типа Т-6 или Т-8 В по ГОСТ 1308-2013, что обеспечит сохранение характеристик топлива в течении всего полета.

В качестве криогенного топлива может быть использован сжиженный природный газ или сжиженный водород.

Конструктивно ТРД могут быть установлены в кормовой части планера, например, непосредственно у заднего хвостового оперения, поскольку такое расположение позволит полностью реализовать импульс, производимый реактивной струей двигателей, и избежать термического нагрева частей конструкции хвостовой части планера, находящейся в зоне истечения реактивной струи двигателей.

Оси ТРД 9, 10, использующих авиационный керосин 1 и 2 могут быть расположены по обе стороны от плоскости симметрии 8 самолета, что позволит в случае необходимости изменением тяги правого или левого двигателей управлять изменением курса.

Ось ТРД 11, использующего криогенное топливо 3, может быть расположена в плоскости симметрии самолета, поскольку этот двигатель используется для увеличения тяги при разгоне самолета до гиперзвуковой скорости и последующего полета с гиперзвуковой скоростью. Такое расположение необходимо для того, чтобы его вектор тяги не создавал дополнительный отклоняющий момент по курсу.

Способ работы комбинированной силовой установки в полете гиперзвукового самолета реализуется следующим образом (Фиг. 10):

- перед вылетом подводят авиационный керосин и криогенное топливо к ТРД, использующим эти виды топлива, соответственно;

- процесс подвода авиационного керосина производится из бака до входа в двигатель по трубопроводам с использованием внутрибаковых подающих насосов;

- процесс подвода криогенного топлива производится из бака по трубопроводам с использованием внутрибаковых подающих насосов. При этом криогенное топливо подается к трубопроводам охлаждения частей планера самолета и двигателя для их охлаждения, а после подается в камеру сгорания двигателя;

- после подвода топлива запускают ТРД, причем ТРД, использующие в качестве топлива авиационный керосин и криогенное топливо, запускают одновременно, но при старте используют тягу только ТРД, использующих керосин. Их тягу используют на режимах от малого газа («МГ») до режима полный форсаж («ПФ») для этапов руления, разбега, набора высоты, установки необходимого курса и разгона до скорости М=2,5 - 2,8. ТРД, использующий в качестве топлива криогенное топливо, до разгона со скоростью М=2,5 - 2,8 работает в режиме «МГ», при котором обеспечивается минимальный расход криогенного топлива, а создаваемая тяга не оказывает существенного вклада в создание взлетной тяги и на время набора высоты и разгона до М=2,5 - 2,8;

- за счет тяги ТРД, использующих авиационный керосин, осуществляют взлет, набор высоты и выведение самолета на полетный курс;

- набор высоты производят до высоты 10500 - 12500 м над уровнем моря, определяемой в зависимости от программы полета и установленной по конструктивным характеристикам самолета для создания наилучших условий для дальнейшего разгона до гиперзвуковой скорости, при этом минимизируется влияние на окружающую среду;

- полетный курс разрабатывается штурманом в соответствии с полетным заданием и включает прямолинейные участки полета, на которых будет проводиться полет с гиперзвуковой скоростью, и точки для изменения курса, т.е. непрямолинейные участки, на которых производится маневрирование с целью выполнения маневров для корректировки траектории полета в соответствии с полетным заданием;

- после вывода самолета на начало прямолинейного участка полетного курса выводят ТРД, использующий криогенное топливо, на работу в режиме максимальной тяги, обеспечивающей разгон и набор высоты для реализации полета самолета с гиперзвуковой скоростью, а двигатель, использующий криогенное топливо, выводят на режим «ПФ». При этом ТРД, использующие авиационный керосин, продолжают работать, создавая тягу для осуществления разгона, поддержания полетной скорости и выдерживания заданного курса;

- при работе ТРД, использующего криогенное топливо, происходит разгон самолета с М=2,5-2,8 до гиперзвуковой скорости. При этом за счет повышенного трения внешних частей планера об воздух происходит их интенсивный нагрев. Для продолжения длительного полета с гиперзвуковой скоростью необходимо их охлаждение. С этой целью криогенное топливо поступает из бака по трубопроводам к наиболее нагретым частям планера самолета и двигателя, вследствие чего в трубопроводах происходит интенсивная газификация криогенного топлива. Данный процесс носит эндотермический характер, при котором производится поглощение тепла от нагретых частей планера самолета и двигателя. Нагретое криогенное топливо переходит в газообразную форму и подается в камеру сгорания двигателя и форсажной камеры для создания тяги.

В случае необходимости изменения курса, т.е. перехода на следующий прямолинейный участок траектории полета, переводят ТРД, использующий криогенное топливо, на режим малого газа. Для этого уменьшают подачу топлива в камеру сгорания и производят корректировку курса изменением тяги ТРД, использующих авиационный керосин, и/или управляемыми аэродинамическими поверхностями.

После вывода самолета на последующий прямолинейный участок траектории маршрута выводят ТРД, использующий криогенное топливо, на работу в режиме максимальной тяги, выполняют разгон и продолжают гиперзвуковой полет по новому курсу.

При необходимости совершения посадки переводят ТРД, использующий криогенное топливо, на режим «МГ» и выполняют торможение до посадочной скорости. Работа на режиме «МГ» обеспечивает резервный запас тяги на посадочное маневрирование и резервное дублирование энергетических систем самолета. Посадка производится на ТРД, использующих авиационный керосин.

После совершения посадки прекращают подвод используемого топлива ко всем ТРД.

При использовании комбинированной установки приведенным способом улучшается управляемость самолетом при изменении курса, поскольку при необходимости изменения курса снижается скорость самолета и уменьшается его инерциальная способность (снижаются управляющие моменты, необходимые для изменения прямолинейного движения).

Изобретение относится к сверхзвуковым самолетам. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой, включает два турбореактивных двигателя, использующих в качестве топлива авиационный керосин, и один турбореактивный двигатель, использующий в качестве топлива криогенное топливо. Самолет оснащен керосиновыми топливными баками (4) и криогенными топливными баками (5), топливными магистралями для подачи к двигателям керосина (6) и топливными магистралями для подачи к двигателям криогенного топлива (7) соответственно. Силовая установка выполнена с возможностью выведения двигателя в полете, использующего криогенное топливо, на режим максимальной тяги и с возможностью своим суммарным тяговым импульсом разогнать самолет до гиперзвуковой скорости с последующим поддержанием этой скорости до окончания участка гиперзвукового полета. Трубопроводы подачи криогенного топлива распределены возле внешней поверхности передних частей планера (12) самолета и отсеков целевой нагрузки. Достигается надежное охлаждение планера самолета при полете на гиперзвуковых скоростях и уменьшение массы самолета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой, включающей турбореактивные двигатели (ТРД), при этом силовая установка включает в себя два турбореактивных двигателя, использующих в качестве топлива авиационный керосин, и один турбореактивный двигатель, использующий в качестве топлива криогенное топливо, при этом самолет оснащен керосиновыми и криогенными топливными баками, топливными магистралями для подачи к двигателям керосина и криогенного топлива соответственно, при этом силовая установка выполнена с возможностью выведения двигателя в полете, использующего криогенное топливо, на режим максимальной тяги и с возможностью своим суммарным тяговым импульсом разогнать самолет до гиперзвуковой скорости с последующим поддержанием этой скорости до окончания участка гиперзвукового полета, отличающийся тем, что трубопроводы подачи криогенного топлива распределены возле внешней поверхности передних частей планера самолета и отсеков целевой нагрузки.

2. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой по п. 1, отличающийся тем, что в качестве авиационного керосина использовано топливо термостабильное Т-6 или Т-8 В.

3. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой по п. 1 или 2, отличающийся тем, что в качестве криогенного топлива использован сжиженный природный газ или сжиженный водород.

4. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой по п. 1, отличающийся тем, что ТРД установлены в кормовой части планера.

5. Гиперзвуковой самолет, оборудованный комбинированной силовой установкой по п. 1, отличающийся тем, что оси ТРД, использующих авиационный керосин, расположены по обе стороны от плоскости симметрии самолета, а ось ТРД, использующего криогенное топливо, принадлежит этой плоскости.

6. Способ работы комбинированной силовой установки в полете гиперзвукового самолета по п. 1, при котором перед взлетом подводятся используемые топлива ко всем турбореактивным двигателям (ТРД) и запускают их, при этом работа ТРД, использующего криогенное топливо, происходит на режиме малого газа без участия в создании взлетной тяги, взлетную тягу создают при помощи ТРД, использующих авиационный керосин, которые также используют для взлета, набора высоты и выведения самолета на полетный курс, после достижения необходимой высоты и скорости ТРД, использующий криогенное топливо, выводят на работу в режиме максимальной тяги с возможностью разгона и полета самолета по курсу с гиперзвуковой скоростью, при необходимости изменения курса ТРД, использующий криогенное топливо, переводят на режим малого газа и производят корректировку курса изменением тяги ТРД, использующих авиационный керосин и/или управляемыми аэродинамическими поверхностями, после корректировки курса ТРД, использующий криогенное топливо, выводят на работу в режиме максимальной тяги и выполняют продолжение гиперзвукового полета по новому курсу, при необходимости совершения посадки ТРД, использующий криогенное топливо, переводят на режим малого газа и выполняют посадку на ТРД, использующих авиационный керосин, после чего прекращают подвод топлива ко всем ТРД.