Сверхзвуковой летательный аппарат - RU2065380C1

Чертежи

Описание

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке летательного аппарата на увеличенную беспосадочную дальность полета с максимальной платной нагрузкой с низкой стоимостью эксплуатации.

Известен летательный аппарат для больших дальностей беспосадочного полета со сверхзвуковой скоростью, содержащий фюзеляж, крыло с шарнирным узлом для поворота его концевой части в горизонтальной плоскости, газотурбинную двигательную установку на стабилизаторе, шасси, органы управления. Известный летательный аппарат разработан фирмой Боинг и изложен в журнале "Техническая информация", БНТИ ЦАГИ, N 15, 1967, стр. 11.29, проект Боинг 2707, МКИ В 64 С 39/06 [1]
В известном техническом решении не удается снизить стоимость эксплуатации летательного аппарата с газотурбинной двигательной установкой, работающей на углеводородном топливе, на увеличенные вдвое и более дальности беспосадочного полета с сохранением платной нагрузки из-за невысокого значения "параметра дальности" МIK, где М число Маха, I удельный импульс силовой установки, К аэродинамическое качество, применяемое для оценки эффективности летательного аппарата, величина которого обратно пропорциональна величине стоимости эксплуатации летательного аппарата (см. Я.Н.Гаухман Гиперзвуковые транспортные самолеты. М. Транспорт, 1967, стр.17.22).

Известен летательный аппарат для больших дальностей беспосадочного полета со сверхзвуковой скоростью, содержащий фюзеляж, крыло с шарниром узлом для поворота его концевой части в горизонтальной плоскости, газотурбинную двигательную установку под крылом, работающую на углеводородном топливе, шасси, органы управления. Известный летательный аппарат разработан фирмой А.Н. Туполева и изложен в работе В.Sweetmann, G.Warwick Blackjack Sovjet B-1 or better? см. журнал Flight international от 11.12.1982 г. стр. 1700.1704, проект ТУ-160, МКИ В 64 С 39/06 [2]
В известном техническом решении, взятом за прототип, не удается снизить стоимость эксплуатации летательного аппарата с газотурбинной двигательной установкой, работающей на углеводородном топливе, на увеличенные дальности беспосадочного полета с сохранением платной нагрузки из-за невысокого значения "параметра дальности" МIK, применяемого в методике Я.Н.Гаухмана для оценки эффективности летательного аппарата.

Решаемой технической задачей является увеличение дальности полета с сохраняемой платной нагрузкой при снижении стоимости эксплуатации летательного аппарата.

Сверхзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло с шарнирным узлом для поворота его концевой части в горизонтальной плоскости, газотурбинную двигательную установку под крылом, работающую на углеводородном топливе, шасси и органы управления, снабжен закрепленным на фюзеляже посредством дополнительного шарнирного узла подвесным устройством, содержащим дополнительные топливные емкости, например, для водорода, корпуса которых расположены продольно относительно устройства, дополнительную двигательную установку, элементы конструкции обтекателей, формирующих несущую поверхность для создания аэродинамической подъемной силы, шасси и органы управления перемещением подвесного устройства, состоящими из аэродинамических поверхностей и дополнительно к ним струйных устройств, а подвесное устройство выполнено с передним и задним проемами, оси симметрии которых лежат в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа, прямоточный двигатель двигательной установки выполнен с входным устройством, образованным боковыми профилированными стенками переднего проема подвесного устройства и входной частью канала прямоточного двигателя, и с выходным устройством, образованным боковыми стенками заднего проема и задними профилированными створками, расположенными за осью поворота отклоняющихся от продольной оси прямоточного двигателя панелей, закрывающих створ заднего проема на дозвуковой скорости полета, при этом прямоточный двигатель установлен между проемами подвесного устройства с возможностью изменения степени поджатия воздушного потока от минимального значения на дозвуковых скоростях, когда входное устройство прямоточного двигателя размещено в "аэродинамической тени" фюзеляжа, до максимального значения на сверхзвуковых скоростях полета, когда изменяют положение входного устройства прямоточного двигателя перемещением подвесного устройства вниз относительно продольной оси фюзеляжа и изменением положения продольной оси фюзеляжа посредством органов управления относительно вектора скорости на величину балансировочного угла атаки для использования дополнительной площади входного диффузора, образованного нижней частью поверхности фюзеляжа и крыла. Кроме этого, дополнительная двигательная установка снабжена системой подогрева воздушного потока на участке разгона до крейсерской скорости в виде высокотемпературного газогенератора, состоящего из комбинированных двигателей, корпуса которых расположены в горизонтальной плоскости по обе стороны от корпуса прямоточного двигателя дополнительной двигательной установки, при этом каждый двигатель выполнен с входным и выходным устройствами, а входное устройство выполнено в виде установленных в прямоточном контуре двигателей профилированных передних створок, расположенных перед осью поворота задних профилированных створок выходного устройства. Кроме этого, наружные поверхности подвесного устройства выполнены с радиусом кривизны в поперечной плоскости, а дополнительная двигательная установка снабжена дополнительными двигателями винтомоторной группы для взлета, которые расположены симметрично от продольной оси прямоточного двигателя. Кроме этого, подвесное устройство снабжено дополнительными продольными стойками для обеспечения расположения передней кромки подвесного устройства за фюзеляжем и узлом расцепки с фюзеляжем в аварийной ситуации.

Наличие существенных отличий позволяет увеличить дальность беспосадочного полета с сохраняемой платной нагрузкой при уменьшении стоимости эксплуатации летательного аппарата.

Увеличение "параметра дальности" (по методике Гаухмана) достигается увеличением скорости полета, характеризуемой числом Маха, улучшением удельно-импульсных характеристик двигательной установки при незначительном ухудшении аэродинамического качества летательного аппарата. Оно осуществляется использованием различных типов топлив на различных участках траектории полета: топливо с большой плотностью (керосин), применяемое на участках полета с малым числом Маха (М 2.2,7), участках набора высоты и снижения, кpиогенное топливо с малой плотностью (водород, метан), применяемое на участке крейсерской скорости полета с большим числом Маха. Это увеличение "параметра дальности" реализуется установлением на дополнительном шарнирном узле подвесного устройства, состоящего из продольных корпусов дополнительных топливных емкостей, например для водорода, то есть криогенного топлива с малой плотностью, размещенного вне объема с платной нагрузкой, из продольных корпусов дополнительной двигательной установки, позволяющей получить улучшенные удельно-импульсные характеристики с высоким значением коэффициента полноты дожигания продуктов неполного сгорания в диапазоне сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей набегающего воздушного потока, кроме того, подвесное устройство содержит элементы конструкции обтекателей, формирующих аэродинамическую форму наружных поверхностей его и создающих подъемную силу в полете, равную снаряженному весу подвесного устройства с размещенным в нем топливом.

Подвесное устройство закреплено с возможностью поворота в вертикальной плоскости с изменяемым углом отклонения относительно продольной оси фюзеляжа на различных участках траектории и обеспечивает не только управляемость составного летательного аппарата, но и позволяет использовать нижние части поверхности фюзеляжа и поверхности крыла в качестве дополнительной площади входного диффузора входного устройства прямоточного двигателя для сжатия набегающего воздушного потока. Величина сжатия воздушного потока в прямоточном двигателе изменяется от минимального значения при отсутствии излома продольной оси составного летательного аппарата до максимального значения при отклонении вниз подвесного устройства относительно продольной оси фюзеляжа при больших сверхзвуковых скоростях полета, а сама продольная ось фюзеляжа занимает положение балансировочного угла атаки относительно вектора скорости. Дополнительная двигательная установка на участке разгона до величины крейсерской скорости включает систему подогрева воздушного потока в проточной части прямоточного двигателя, которая выполнена в виде высокотемпературного газогенератора, состоящего, например, из комбинированных двигателей, обеспечивая высокое значение коэффициента полноты дожигания при завершенности цепного механизма химических превращений продуктов неполного сгорания в воздушном потоке, улучшая тем самым удельно-импульсные характеристики составного летательного аппарата на траектории участка крейсерской скорости. Таким образом, каждая составная часть "параметра дальности" имеет более высокие значения в заявляемом техническом решении, чем значения этих частей в известном решении, взятом за прототип. Кроме энергетических параметров в стоимости эксплуатации летательного аппарата необходим учет затрат по защите здоровья пассажиров и экипажа от космической радиации.

Увеличение крейсерской скорости до больших чисел Маха (М 5.7) позволяет изменить крейсерскую высоту полета летательного аппарата до высоты Н 35 км, вместо Н 19,5.20 км высоты полета летательного аппарата, взятого в качестве аналога, где уровень космической радиации в 2 раза ниже, чем на высоте H 19,5. 20 км, и равен примерно уровню радиации на высоте Н 12 км, что также позволяет уменьшить стоимость эксплуатации летательного аппарата. При полете на большей высоте существенно снижается интенсивность звукового удара на земле.

Таким образом, осуществляется решение поставленной задачи, а именно увеличение дальности полета с сохраняемой платной нагрузкой при снижении стоимости эксплуатации летательного аппарата.

В результате проведенного анализа технических решений с подобной совокупностью существенных признаков не обнаружено.

На чертежах представлены конструктивные схемы сверхзвукового летательного аппарата при различных вариантах расположения его составных элементов: фюзеляжа, крыла изменяемой стреловидности, подвесного устройства изменяемого положения в полете.

На фиг.1, 2 представлены схемы составного летательного аппарата при установке крыла в положение минимальной стреловидности. На фиг.3, 4 представлены схемы составного летательного аппарата при установке крыла в положение максимальной стреловидности, а подвесного устройства в положение работы дополнительной двигательной установки.

Сверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж 1, крыло 2 изменяемой стреловидности с шарнирным узлом для поворота концевой части его в горизонтальной плоскости, газотурбинную двигательную установку 3 под крылом, работающую на углеводородном топливе, шасси 4, органы управления, которые соединены между собой соответствующим образом и образуют сверхзвуковой самолет. На фюзеляже 1 установлен дополнительный шарнирный узел 5, на котором закреплено подвесное устройство 6. Оно состоит из продольных корпусов дополнительных топливных емкостей 7, дополнительной двигательной установки 8 и элементов конструкции обтекателей 9, формирующих аэродинамическую форму подвесного устройства 6, которое в полете создает подъемную силу, равную снаряженному весу и весу размещенного в нем топлива. Подвесное устройство 6, силовой каркас которого образован из соединенных между собой корпусов, имеет передний и задний проемы, оси симметрии которых лежат в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа, а между проемами расположен прямоточный двигатель 10 дополнительной двигательной установки 8 с изменяемой степенью поджатия воздушного потока в проточной части двигателя 10. Входное устройство 11 образовано боковыми профилированными стенками 12 переднего проема, разомкнутого в поперечном сечении канала и передней частью корпуса проточного канала двигателя 10, замкнутого в поперечном сечении канала.

При перемещении подвесного устройства 6 вниз относительно продольной оси фюзеляжа 1 органами управления управляемого перемещения, состоящими из аэродинамических поверхностей, обеспечивающих большие угловые перемещения, и дополнительно к ним в виде струйных устройств, сообщенных через регулирующие органы с полостью повышенного давления, обеспечивающих малые угловые перемещения при настройке на направление струйки тока набегающего воздушного потока, сжимающего дополнительной площадью входного диффузора в виде нижней части поверхности фюзеляжа 1 и крыла 2 при их расположении под балансировочным углом атаки к вектору скорости. Выходное устройство 13 прямоточного двигателя 10 образовано боковыми стенками 14 заднего проема и задними профилированными створками 15, расположенными за осью поворота 16 отклоняющихся от продольной оси прямоточного двигателя 10 на большой сверхзвуковой скорости полета панелей 17, закрывающих створ заднего проема на дозвуковой скорости полета. Подвесное устройство 6 дополнительно снабжено шасси 18. Дополнительная двигательная установка снабжена системой подогрева воздушного потока на участке разгона до крейсерской скорости в виде высокотемпературного газогенератора, состоящего из комбинированных двигателей 19, выполненных, например, по патенту N 1833790, в которых реализуется процесс дожигания продуктов неполного сгорания с высоким значением коэффициента полноты дожигания. Корпуса высокотемпературного газогенератора комбинированных двигателей 19 расположены по обе стороны в продольной горизонтальной плоскости от корпуса прямоточного двигателя 10. Прямоточный контур комбинированных двигателей имеет дополнительное входное устройство 20 в виде профилированных передних П-образных створок 21, расположенных перед осью поворота 16 задних профилированных створок выходного устройства прямоточного контура комбинированных двигателей 19.

Наружные поверхности подвесного устройства 6 могут быть выполнены с радиусом кривизны в поперечной плоскости, а дополнительная двигательная установка 8 может быть снабжена дополнительно винтомоторной группой для взлета с положением винта за подвесным устройством 6, создающим толкающее усилие на дозвуковой скорости полета и убирающимся, например, в моторный отсек на сверхзвуковой скорости полета. Двигатели 22 винтомоторной группы расположены симметрично от продольной оси прямоточного двигателя 10 подвесного устройства 6 и таким образом, чтобы при взлете и посадке лопасти винтов были выше наинизшей образующей криволинейной поверхности подвесного устройства 6 и смещены они в сторону от вертикальной продольной плоскости, в которой размещены шасси 4, 18. Подвесное устройство 6 может быть снабжено дополнительными продольными стойками, которые соединены с дополнительным шарнирным узлом 5 и обеспечивают расположение передней кромки подвесного устройства за фюзеляжем 1. На дополнительном шарнирном узле 5 установлен узел расцепки подвесного устройства 6 с фюзеляжем 1 в аварийной ситуации.

Сверхзвуковой летательный аппарат работает следующим образом.

Каждая из составных частей летательного аппарата автономна в плане создания подъемной силы и тягового усилия, величины которых таковы, что возможно независимо друг от друга обеспечить их полет в составном летательном аппарате или самостоятельно без подвесного устройства 6. В то же время, рассматривая их в совокупности как единый летательный аппарат с изломом продольной оси, то их взаимное положение создает не только условия для реализации управляемого полета, но и обеспечивает регулирование степени поджатия воздушного потока прямоточного двигателя, позволяя расширить диапазон сверхзвуковых скоростей в направлении гиперзвуковых скоростей полета, но при этом на дозвуковой скорости полета не возникают дополнительные усилия аэродинамического сопротивления от "гиперзвукового" входного устройства прямоточного двигателя, так как он расположен в "аэродинамической тени" фюзеляжа.

На взлетной полосе летательный аппарат перемещается на шасси 4 и дополнительном шасси 18; работают двигатели 22 винтомоторной группы и двигательная установка 3. При разбеге летательного аппарата при отрыве носовой стойки шасси 4 происходит поворот в дополнительном шарнирном узле 5, обеспечивая условие положения продольной оси фюзеляжа 1 независимо от положения подвесного устройства 6. При взлете подвесное устройство 6 занимает различное положение в зависимости от интенсивности набора высоты, используя воздействие струй двигательной установки 3 на несущую поверхность подвесного устройства 6, при этом "экранный" эффект положительно влияет на взлет летательного аппарата. В горизонтальном полете на дозвуковой скорости составной летательный аппарат не имеет излома общей продольной оси, но возможность отклонения подвесного устройства в ту или иную сторону делает полет летательного аппарата устойчивым и управляемым. При достижении сверхзвуковой скорости подвесное устройство 6 перемещается вниз относительно продольной оси фюзеляжа 1, а сама продольная ось занимает положение балансировочного угла атаки по отношению к вектору скорости полета. Такое положение летательного аппарата способствует к тому же уменьшению момента на дополнительном шарнирном узле. Включается дополнительная двигательная установка 8. Набегающий воздушный поток сжимается нижней частью поверхности фюзеляжа 1 и крыла 2, а затем поступает во входное устройство 11, увеличивая степень поджатия воздушного потока боковыми профилированными стенками 12 переднего проема перед входом в проточную часть двигателя 10.

Однако на участке разгона температура заторможенного воздушного потока недостаточна для интенсивного развития цепного механизма процесса сгорания топлива, учитывая малое время пребывания реагирующей частицы в прочной части и большую концентрацию молекулярного азота. Включается система подогрева воздушного потока в виде высокотемпературного газогенератора, состоящего из комбинированных двигателей 19 с дожиганием продуктов неполного сгорания, в которых, например, в качестве турбулизатора используются вращающиеся газоводы в виде сверхзвукового сопла Лаваля с косым срезом. Они обеспечивают не только эффективное перемешивание воздушной массы, топлива (водорода) и продуктов неполного сгорания из высокотемпературного газогенератора, но и сталкивающимися сверхзвуковыми струями генерируют ударные волны, которые оказывают существенное влияние на константы скоростей химических реакций цепного механизма, ускоряя их завершение в механизме дожигания при большой концентрации молекулярного азота. Затем продукты дожигания через выходное устройство 13 истекают, создавая тяговое усилие на больших сверхзвуковых скоростях полета. По мере увеличения сверхзвуковой скорости двигательная установка 3 выключается и полет происходит на режиме крейсерской скорости лишь при работе дополнительной двигательной установки 8, при этом увеличивается крейсерская высота, например высота Н 36 км, на которой существенно меньше интенсивность космической радиации, тем самым снижая требования к конструкции летательного аппарата, обеспечивающей защиту здоровья пассажиров и экипажа. ЫЫЫ2

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано при разработке летательного аппарата на увеличенную беспосадочную дальность с максимальной платной нагрузкой с низкой стоимостью эксплуатации. Сущность изобретения заключается в следующем. Cверхзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, крыло изменяемой стреловидности с шарнирным узлом для поворота его концевой части в горизонтальной плоскости, газотурбинную установку под крылом, шасси, органы управления. На фюзеляже установлен дополнительный шарнирный узел, на котором закреплено подвесное устройство. Подвесное устройство состоит из корпусов дополнительных топливных емкостей, корпусов дополнительной двигательной установки и элементов конструкции обтекателей, формирующих аэродинамическую форму подвесного устройства, создающего в полете подъемную силу. 3 з.п.ф-лы, 4 ил.

Формула