Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)



Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)
Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)
Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)
Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, и способ его защиты (варианты)

 


Владельцы патента RU 2491439:

Валеев Георгий Галиуллович (RU)

Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн. Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, содержит корпус, в котором установлены последовательно воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина, лопатки турбины, форсажная камера сгорания, внутренняя поверхность которой покрыта теплозащитным покрытием с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, обтекатель задней опоры турбины, выполненный в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°C, и реактивное сопло с горлом, радиус которого меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины. Турбореактивный двигатель самолета может быть выполнен с реактивным соплом с горлом, радиус которого равен или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины. При осуществлении способа защиты турбореактивного двигателя обеспечивают одновременное облучение радиоволнами СВЧ диапазона через упомянутое горло реактивного сопла лопаток турбины и обтекателя задней опоры турбины, а радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины, - многократное облучение упомянутого теплозащитного покрытия, при этом через реактивное сопло обеспечивают одновременное излучение наружу радиоволн с уменьшенной амплитудой после их многократного отражения от теплозащитного покрытия и радиоволн, отраженных от упомянутых лопаток турбины. Обеспечивается уменьшение вероятности поражения самолетов с турбореактивными двигателями. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к военной технике, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения (ГСН). Область применения изобретения - защита самолета с турбореактивным двигателем от ракет, оснащенных ГСН, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн.

Известен способ защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения (RU, патент №2141094, F41J 2/02, приоритет 17.08.1998), путем создания в пространстве между летательным аппаратом и наиболее вероятным направлением возможной ракетной атаки противника ложных целей. Этим способом в пространстве в качестве ложной цели, формируют ее голографическое изображение с помощью реального источника, излучающего электромагнитные волны видимого и инфракрасного спектров.

Этот способ не может обеспечить защиты самолета с ТРД в СВЧ диапазоне радиоволн.

Признаки аналога общие с изобретением: прием ГСН излучаемых объектом радиоволн.

Известно способ и устройство индивидуальной защиты летательного аппарата (ЛА) от управляемых ракет (RU 114029, МПК F41J 2/02. 10.03.12.), который принят за прототип способа. Это устройство содержит установленное на ЛА устройство выпуска; буксируемую радиолокационную ловушку, закрепленную на устройстве выпуска с возможностью отделения и соединенную буксировочным трос-кабелем с устройством выпуска. Причем буксируемая радиолокационная ловушка до момента отделения размещена на внешней поверхности устройства выпуска с возможностью включения в режим переизлучения сигналов управляемых ракет (УР) с радиолокационными головками самонаведения в направлении передней и (или) задней полусфер защиты летательного аппарата до отделения от устройства выпуска. При обнаружении атаки управляемой ракеты (УР) с радиолокационной головкой самонаведения со стороны передней или задней полусферы, ловушка включается в режим переизлучения зондирующих сигналов УР, после чего отделяется от устройства выпуска по команде на механизм отделения с помощью замков. В процессе отхода ловушки от борта ЛА происходит перенацеливание УР с отраженного с ЛА сигнала на сигнал, ретранслируемый через приемные и передающие антенны ловушки. После отхода ловушки от борта ЛА на полную длину трос-кабеля и выполнения задачи, ловушка сбрасывается вместе с трос-кабелем по команде на устройство сброса.

Недостатком прототипа, применительно к ЛА с турбореактивными двигателями (ТРД), имеющими большую эффективную поверхности рассеяния в задней полусфере, которая промоделирована звуковой частотой лопатками турбины, является большая вероятность захвата ГСП ТРД, т.к. радиолокационная ловушка является только ретранслятором сигнала ГСП, которая не изменяет спектр сигнала ГСП, что не позволяет ГСН идентифицировать отражения от ТРД на фоне отражений от других объектов.

Признаки прототипа общие с изобретением: облучение ЛА радиоволнами ГСН и переизлучение их обратно.

Известен турбореактивный двигатель (RU, патент №2237185, МКИ F02K 3/00, приоритет 31.03.2003), который содержит последовательно установленные в корпусе: воздухозаборник, осевой компрессор, камеру сгорания, турбину с лопатками, конический обтекатель задней опоры турбины, форсажную камеру сгорания (ФКС) и реактивное сопло.

При облучении радиоволнами СВЧ диапазона в задней полусфере турбореактивного двигателя (ТРД) головкой самонаведения (ГСП) радиоволны через реактивное сопло проникают в ФКС, отражаются от лопаток турбины и обтекателя задней опоры турбины, а от него в направлении внутренней боковой стенки ФКС, которая отражает их в направлении реактивного сопла, и сопло излучает радиоволны в направлении ГСН, практически с интенсивностью падающих волн.

Признаки аналога, совпадающие с признаками изобретения: воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина с лопатками, конический обтекатель задней опоры турбины, форсажная камера сгорания (ФКС) и реактивное сопло.

Известен турбореактивный двигатель (RU, патент №2 418 969, МКИ F02K 3/02, приоритет 03.03.2009), принятый за прототип изобретения, который содержит последовательно установленные в корпусе:, компрессор, основную камеру сгорания, турбину, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло.

Признаки аналога, совпадающие с признаками изобретения: воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина с лопатками, конический обтекатель задней опоры турбины, форсажная камера сгорания (ФКС) и реактивное сопло.

Недостатки прототипа устройства.

У прототипа лопатки турбины находятся в зоне прямой видимости со стороны реактивного сопла, поэтому они полностью отражают падающие на них радиоволны ГСН ракеты.

Эффективная поверхность рассеяния (ЭПР) лопаток турбины составляет сотни квадратных метров, что позволяет с большой вероятностью ГСН навести ракету на ТРД самолета.

Лопатки турбины имеют рабочую температуру 1000-1300°C, поэтому их ЭПР не может быть уменьшена ни применением радиопоглощающего материала, ни изменением их формы. Форма лопаток выполнена в строгом соответствии с требованиями законов газодинамики, которые отличны от требований законов электродинамики, а любой радиопоглощающий материал сгорит в раскаленных газах форсажной камеры сгорания. Кроме того, лопатки турбины создают угловую модуляцию радиоволн звуковой частоты, которая пропорциональна частоте вращения турбины и количеству ее лопаток. Эта модуляция может быть использована в программе работы ГСН для идентификации отражений от ТРД на фоне отражений от других объектов.

Обтекатель задней опоры турбины прототипа имеет оживальную - хорошо обтекаемую форму (на фиг.2 выполнена пунктирными линиями), с углами падения радиоволн α более 45° от его боковой поверхности, которые попадают на лопатки турбины, а от них под большим углом падения ξ отражаются в направлении поверхности теплозащитного покрытия ФКС и после однократного отражения, излучаются PC в направлении ГСН (фиг.4).

Прототип изобретения имеет в задней полусфере большую суммарную ЭПР лопаток турбины, обтекателя совместно с внутренними боковыми стенками ФКС, что позволяет с большой вероятностью ГСН навести ракету на ТРД самолета, что и является недостатком прототипа.

Задача изобретения: уменьшение вероятности поражения самолетов с турбореактивными двигателями ракетами, оснащенными головками самонаведения, путем уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) ТРД в СВЧ диапазоне радиоволн в задней полусфере.

Техническим результатом использования изобретения является уменьшение вероятности поражения самолетов с турбореактивными двигателями ракетами, оснащенными головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн, за счет уменьшения эффективной поверхности рассеяния ТРД в задней полусфере, путем придания обтекателю задней опоры турбины формы прямого кругового или усеченного конуса, с углом при вершине конуса более 90° и еще, за счет того, что радиус горла реактивного сопла меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 изображено диаметральное продольное сечение турбореактивного двигателя (ТРД) с форсажной камерой сгорания, обтекателем задней опоры турбины и реактивным соплом по изобретению.

На фиг.2 изображены диаметральные продольные сечения (штих- пунктирные линии), обтекателей по изобретению с цилиндрическим основанием (сплошные линии) и обтекателя прототипа (пунктирные линии).

На фиг.3 представлена схема хода лучей радиоволн, падающих на обтекатель по изобретению с цилиндрическим основанием, отраженных от него и от внутренней поверхности корпуса ФКС, на фигуре лучи изображены линиями со стрелками, а пунктирными линиями обозначены перпендикуляры к плоскостям падения луча радиоволн ГСН.

На фиг.4 представлена схема хода лучей радиоволн, падающих на обтекатель прототипа, отраженных от него в направлении лопаток турбины, а от них падающих и отраженных от внутренней поверхности корпуса ФКС, на фигуре лучи изображены линиями со стрелками, а пунктирными линиями обозначены перпендикуляры к плоскостям падения луча радиоволн ГСН.

На фиг.1-4 введены цифровые обозначения: 1 - воздухозаборник; 2 - осевой компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина; 5 - лопатки турбины; 6 - форсажная камера сгорания (ФКС); 7 - теплозащитное покрытие (ТЗП); 8 - обтекатель задней опоры турбины; 9 - реактивное сопло (PC); 10 - дозвуковые створки (ДЗС) реактивного сопла, 11 - сверхзвуковые створки (СЗС) реактивного сопла; 12 - горло реактивного сопла (ГРС).

На фиг.3 и 4 введены условные обозначения:

α - угол падения радиоволн ГСН на линию, образующую боковую поверхность обтекателя задней опоры турбины;

θ - угол, в точке падения луча радиоволн, между линией, образующей поверхность обтекателя, и направлением, падающих радиоволн ГСН ракеты;

β - угол падения радиоволн на ТЗП внутренней боковой поверхности корпуса ФКС;

ξ - угол падения радиоволн на лопатки турбины, отраженных от боковой поверхности обтекателя прототипа;

R - радиус корпуса ФКС;

r - радиус основания обтекателя;

h - высота конической части обтекателя по изобретению;

l - расстояние между соседними точками отражения луча радиоволн находящимися на продольной линии с одной стороны внутренней боковой поверхности корпуса ФКС по изобретению.

Технический результат изобретения - устройство достигается благодаря тому, что ТРД, содержит (фиг.1) последовательно установленные в корпусе: воздухозаборник 1, осевой компрессор 2 (OK), камеру сгорания 3 (КС), турбину 4, лопатки 5 турбины, форсажную камеру сгорания 6 (ФКС), теплозащитное покрытие 7 (ТЗП), обтекатель 8 задней опоры турбины 4, реактивное сопло 9 (PC), дозвуковые створки 10 (ДЗС), сверхзвуковые створки 11 (СЗС) и горло реактивного сопла 12 (ГРС).

Воздухозаборник 1 предназначен для забора воздуха и выполнен в виде сопла с установленным внутри него обтекателем передней опоры осевого компрессора соосно оси сопла.

Осевой компрессор 2 (OK) предназначен для создания давления воздуха поступающего в камеру сгорания 3 и форсажную камеру сгорания 6, за счет чего обеспечивается в них полное сгорание топлива, например, керосина. ОК 2 содержит ротор с радиально жестко закрепленными на нем лопатками, который закреплен неподвижно на одной оси с турбиной 4.

Камера сгорания 3 (КС) выполнена кольцевой из металла, и покрыта изнутри теплозащитным покрытием 7. В камере происходит смешение воздуха с распыленным топливом, и сгорание смеси, при котором образуются газы высокого давления.

Турбина 4 при работе камеры сгорания, обеспечивает вращение осевого компрессора 2. Турбина состоит из ротора с радиально жестко закрепленными на нем лопатками 5. Радиус ротора турбины 4 равен радиусу основания обтекателя 8. Лопатки 5 турбины выполнены из жаропрочного металла, форма которых соответствует требованиям закона газодинамики для турбин.

По изобретению лопатки 5 турбины 4 выполняют функцию отражателей радиоволн.

Форсажная камера сгорания 6 (ФКС) предназначена для увеличения тяги ТРД, когда в нее вводится и сжигается топливо. Она выполнена из металла в виде цилиндрической трубы с юбкой - коническим выходным устройством, покрытым изнутри теплозащитным покрытием 7.

По изобретению ФКС 6 выполняет функцию отражателя и поглотителя радиоволн.

Теплозащитное покрытие 7 изнутри покрывает корпус камеры сгорания (КС) 3 и форсажной камеры сгорания (ФКС) 6. Оно выполнено, например, из стеклоткани, пропитанной сажей, и при рабочей температуре имеет коэффициент отражения по мощности меньше единицы, например, 0,5 или минус 3 дБ.

По изобретению ТЗП 7 выполняет функцию радиопоглощающего материала.

Обтекатель задней опоры турбины 8 имеет форму круглого прямого или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°, но меньше 120° с цилиндрическим основанием или без него. Обтекатель выполнен из сплава металлов, например, из жаропрочного сплава на никелевой основе. Обтекатель установлен за задней опорой турбины 4 на переднем торце ФКС 6. Радиус основания обтекателя равен радиусу ротора турбины 4. Радиус цилиндрического основания обтекателя равен радиусу основания конуса или усеченного конуса обтекателя 8, а его длину выбирают из условия устойчивой работы ТРД в пределах 3-х размеров высоты конуса обтекателя. У обтекателя 8, выполненного в форме усеченного конуса, вершина может быть выпуклой, например, в виде шарового сегмента.

По изобретению обтекатель выполняет функцию отражателя падающих на него радиоволн в направлении, которое обеспечивает падение радиоволн на ТЗП под углами больше нуля, но меньше 20°.

Реактивное сопло (PC) 9 предназначено для придания вытекающим из ФКС газам сверхзвуковой скорости, которые создают тягу ТРД. PC 9 имеет корпус, выполненный в виде металлической конической трубы, внутри которой по окружности подвижно установлены дозвуковые 10 и сверхзвуковые 11 створки, покрытые изнутри теплозащитным покрытием 7 (ТЗП). Корпус PC передним торцом жестко и герметично прикреплен к концу конического выходного устройства корпуса ФКС 6 и к нему же изнутри подвижно прикреплены дозвуковые створки 10, к свободным концам которых подвижно прикреплены сверхзвуковые створки 11. Место соединения дозвуковых 10 и звуковых 11 створок образуют горло PC 12 (ГРС).

По изобретению реактивное сопло 9 выполняет функцию приемной и передающей антенны, а его горло выполняет функцию устройства полностью или частично затеняющее лопатки турбины от радиоволн ГСН.

Способ защиты турбореактивных двигателей самолетов от ракет, оснащенных головками самонаведения

Технический результат использования изобретения - способ достигается в двух вариантах исполнения изобретения.

Первый вариант изобретения - способ.

Способ защиты турбореактивных двигателей самолетов от ракет, оснащенных головками самонаведения, состоит в том, что через горло 12 реактивного сопла 9 турбореактивного двигателя, радиус которого меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток 5 турбины 4, одновременно облучают радиоволнами СВЧ диапазона головки самонаведения ракеты лопатки турбины и обтекатель 8 задней опоры турбины, который расположен соосно на торце форсажной камеры сгорания и выполнен в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90° (фиг.2 и 3). После чего радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя 8 задней опоры турбины, многократно облучают теплозащитное покрытие, коэффициент отражения которого при рабочей температуре меньше единицы, например, минус 3 дБ. ТЗП 7 покрывает внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания. Затем одновременно радиоволны с уменьшенной амплитудой, после их многократного отражения от теплозащитного покрытия 7, и радиоволны, отраженные от облученной радиоволнами части лопаток 5 турбины, через реактивное сопло излучают наружу.

Эти действия с радиоволнами ГСН ракеты, которые через реактивное сопло ТРД облучают обтекатель 8 задней опоры турбины, внутреннюю боковой поверхности ФКС и частично лопатки турбины, уменьшают суммарную эффективную поверхность рассеяния ТРД, а, следовательно, уменьшают и вероятность поражения самолета с ТРД.

Второй вариант изобретения - способ.

Способ защиты турбореактивных двигателей самолетов от ракет, оснащенных головками самонаведения, состоит в том, что через горло 12 реактивного сопла 9 турбореактивного двигателя, радиус которого равен или меньше радиуса основания обтекателя 8 задней опоры турбины, который выполнен в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90° (фиг.2 и 3) и расположен соосно на торце форсажной камеры сгорания облучают радиоволнами СВЧ диапазона головки самонаведения ракеты. После чего радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя 8 задней опоры турбины, многократно облучают теплозащитное покрытие 7, покрывающее внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания, коэффициент отражения которого при рабочей температуре меньше единицы, например, минус 3 дБ. Затем радиоволны с уменьшенной амплитудой, после их многократного отражения от теплозащитного покрытия 7, через реактивное сопло 9 излучают наружу.

Эти действия с радиоволнами ГСН ракеты, которые через реактивное сопло ТРД облучают только обтекатель задней опоры турбины и внутреннюю боковой поверхности ФКС, существенно уменьшают суммарную эффективную поверхность рассеяния ТРД, а, следовательно, существенно уменьшают вероятность поражения самолета с ТРД.

Устройство для осуществления способа защиты турбореактивных двигателей самолетов от ракет, оснащенных головками самонаведения, выполнено в двух вариантах исполнения изобретения.

По первому варианту исполнения изобретения устройство (фиг.1) содержит: последовательно установленные в корпусе: воздухозаборник 1, осевой компрессор 2, камеру сгорания 3, турбину 4, лопатки турбины 5, форсажную камеру сгорания 6, теплозащитное покрытие 7, конический обтекатель 8 задней опоры турбины, реактивное сопло 9 с горлом 12. Теплозащитное покрытие 7 с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы нанесено на внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания 6 и реактивного сопла 9.

Конический обтекатель 8 задней опоры турбины выполнен в виде прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°, причем радиус горла реактивного сопла меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины (фиг.2).

Обтекатель 8 задней опоры турбины может быть выполнен в виде прямого кругового или усеченного конуса с цилиндрическим основанием или без него. Диаметром цилиндрического основания равен диаметру основания конуса обтекателя, его длина менее 3-х размеров высоты конуса (фиг.3).

Усеченный конус может быть выполнен с выпуклой вершиной, например, в виде шарового сектора.

Радиус горла 12 реактивного сопла 9 турбореактивного двигателя, меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток 5 турбины 4,

По второму варианту исполнения изобретения устройство содержит: последовательно установленные в корпусе: воздухозаборник 1, осевой компрессор 2, камеру сгорания 3, турбину 4, лопатки турбины 5, форсажную камеру сгорания 6, теплозащитное покрытие 7, конический обтекатель 8 задней опоры турбины, реактивное сопло 9 с горлом 12. Теплозащитное покрытие 7 с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы нанесено на внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания 6 и реактивного сопла 9.

Конический обтекатель 8 задней опоры турбины выполнен в виде прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°, причем радиус горла реактивного сопла меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины (фиг.2).

Обтекатель 8 задней опоры турбины может быть выполнен в виде прямого кругового или усеченного конуса с цилиндрическим основанием диаметром равным диаметру основания конуса обтекателя, а длиной менее 3-х размеров высоты конуса (фиг.3).

Усеченный конус может быть выполнен с выпуклой вершиной, например, в виде шарового сектора.

Радиус горла 12 реактивного сопла 9 турбореактивного двигателя, равен или меньше радиуса основания обтекателя 8.

Работа устройств по изобретению.

Во время полета самолета с ТРД над зоной военных действий самолет, может быть, подвергнут в задней полусфере обстрелу ракетой, например, земля - воздух с ГСН. ГСН может вывести ракету на цель, если чувствительность ее приемной системы выше сигнала, отраженного от цели.

Для уменьшения вероятности поражения самолета ракетой в задней полусфере ЭПР его ТРД должна быть, как можно меньше.

ГСН ракеты через горло 12 реактивного сопла 9 турбореактивного двигателя, одновременно облучает радиоволнами СВЧ диапазона обтекатель 8 задней опоры турбины и частично лопатки 5 турбины 4.

Поскольку лопатки турбины облучаются радиоволнами частично, то их ЭПР будет меньше, чем при их полном облучении.

Обтекатель 8 отражает падающие на него радиоволны ГСП под малым углом падения на теплозащитное покрытие ФКС (фиг.3), что обеспечивает их многократное отражение от теплозащитного покрытия до излучения радиоволн из реактивного сопла. Поэтому мощность радиоволн, облучающих обтекатель, при их выходе из реактивного сопла уменьшается в (Kтпп)а раз, где K - коэффициент отражения ТЗП по мощности при нормальном падении и рабочей температуре; а - количество отражений луча радиоволн от ТЗП корпуса ФКС. При этом суммарная ЭПР лопаток турбины и обтекателя уменьшается, что обеспечивает уменьшение вероятности поражения ракетой самолета с ТРД.

Во втором варианте исполнения изобретения радиоволнами ГСП облучается только обтекатель 8 и ТЗП 7. Лопатки турбины находятся в тени, создаваемой горлом реактивного сопла, поэтому не облучаются и не увеличивают ЭПР ТРД, поэтому этот вариант исполнения изобретения является предпочтительным для достижения лучшего технического результата использования изобретения.

Теоретические предпосылки изобретения

Постановка задачи

Требуется определить угол между пересекающимися прямой линией, образующей поверхность обтекателя, выполненного в виде конуса или усеченного конуса, и его осью, при облучении обтекателя радиоволнами вдоль его оси, обеспечивающий многократное отражение радиоволн от ТЗП внутренней поверхности корпуса ФКС.

ЭПР обтекателя по изобретению.

В приближении лучевой оптики получены формулы, по которым рассчитывают требуемые размеры обтекателя, по второму варианту изобретения, когда радиус горла PC равен или меньше радиуса основания обтекателя.

Если радиус горла PC меньше только радиуса окружности описываемой концами лопаток турбины эффект уменьшения ЭПР ТРД в задней полусфере будет меньше.

Расчетные формулы получены из геометрии распространения лучей радиоволн ГСН в корпусе ФКС (фиг.3).

1. Определение оптимального значения угла падения β радиоволн на теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса ФКС, отраженных от боковой поверхности обтекателя.

Из геометрии хода лучей в ФКС (фиг.3) вытекают равенства:

2 α + β = α + θ = 90 ° ( 1 )

Для определения угла β удобно представить угол θ в виде суммы двух углов 45°+φ, при φ>0, отраженные от боковой поверхности обтекателя радиоволны не попадают на лопатки турбины.

Из равенств (1) следует тождество:

β = 2 φ ( 2 ) .

Чем меньше угол β, тем большее количество раз луч радиоволн отразится от ТЗП ФКС, обеспечивая уменьшение их интенсивности в направлении PC и ГСН. Для того чтобы луч радиоволны, отраженный от ТЗП, не попадал обратно на поверхности обтекателя, а отраженный от его поверхности не попадал прямо на выход PC (фиг.3), он должен быть равен или больше угла, определенного по формуле:

β = 2 [ 45 ° a r c t g ( r / h ) ] ( 3 ) .

При заданных размерах обтекателя r и h, по формуле (3) определяют оптимальное значение угла β, обеспечивающее минимальную интенсивность луча радиоволн, который возвращается в PC, а из него в направлении ГСП, за счет того, что луч, отраженный от ТЗП, не возвращается на обтекатель, но многократно отражается от ТЗП.

2. Определение расстояния 1 между соседними точками отражения луча радиоволн находящимися на продольной линии с одной стороны внутренней боковой поверхности корпуса ФКС.

Запишем формулу, следующую из построения лучей радиоволн на фиг.3:

1 = 4 R t g β ( 4 ) .

3. Определение ЭПР (σmin) ФКС с обтекателем оптимальной электродинамической формы по изобретению.

Из физических соображений формула для определения σmin записывают в виде:

σ min = σ ( К т п п ) а ( 5 )

σmin - ЭПР ФКС с обтекателем оптимальной электродинамической формы по;

σ - ЭПР ФКС с обтекателем прототипа;

K - коэффициент отражения ТЗП по мощности при нормальном падении и рабочей температуре;

а - количество отражений луча радиоволн от ТЗП корпуса ФК, которое определяется по формуле (6):

a = 2 L / 1 ( 6 )

L - длина корпуса ФКС;

l - расстояние между соседними точками отражения луча радиоволн от ТЗП, находящимися на продольной линии с одной стороны.

Расчет уменьшения ЭПР ТРД в задней полусфере

1. Оценка ЭПР ФКС с обтекателем прототипа. Обтекатель изготавливается из металла в виде круглого конуса с поверхностью оживальной формы, которая удовлетворяет законам газодинамики, но не учитывает требования электродинамики, поэтому не может минимизировать ЭПР ТРД, т.к. радиоволны падают и отражаются от поверхности обтекателя под большими углами, при которых коэффициент отражения любых материалов стремится к единице. Отраженные от него радиоволны падают на лопатки турбины под малыми углами падения и, не более чем с однократным отражением от внутренней поверхности ФКС под большим углом падения - отражения (фиг.4), попадают в горло реактивного сопла и излучаются в направлении ГСН.

ЭПР обтекателя прототипа а, установленного в ФКС, когда радиоволны отражаются от его боковой поверхности в сторону лопаток турбины, а от них в направлении PC и ГСН, определяют по формуле (7) ЭПР для круглого диска в направлении его оси:

σ = π ( 2 π / λ ) 2 ( r 2 ) 2 ( 7 ) ,

где λ - рабочая длина волны;

r - радиус основания обтекателя.

ЭПР обтекателя прототипа, при радиусе основания, например, r=0,22 м на длине волны λ=0,02 м равно 180 м2.

2. Оценка ЭПР ФКС с обтекателем по изобретению.

ЭПР ФКС с обтекателем по изобретению - σmin рассчитывают по формулам (2), (4), (5) и (6).

Исходные данные для расчета:

R=1,0 м, r=0,4 м, L=1,4 м, K=0,5, σ=180 м2.

Определение угла θ. Задают угол ϕ, который должен быть больше нуля, например, 3° и определяют значение угла θ по формуле θ=45°+ϕ=46°,

По формуле (2) определяют β=2ϕ=6,

По формуле (4) определяют значение l=4R·tgβ=4·tg6°=0,42 м.

По формуле (6) определяют значение a = 2 L / 1 = 2,8 / 0,42 = 6,66 ~ 7 ( 6 ) .

По формуле (5) определяют значение σmin:

σ min = σ ( К т п п ) а = 180 м 2 ( 0,5 ) а = 180 м 2 0,0078 = 1,4 м 2 ( 5 ) ,

Уменьшения ЭПР ФКС с обтекателем по изобретению в дБ, по сравнению с обтекателем прототипа определяют по формуле:

101g(σ/σmin)=101g(180 м2/1,4м2)=101g128,6=10·2,11=21 дБ.

Заключение

ЭПР ФКС с обтекателем оптимальной электродинамической формы меньше ЭПР ФКС с обтекателем прототипа на 21 дБ.

Технический результат изобретения достигнут, т.к. при снижении ЭПР ТРД в задней полусфере на 21 дБ уменьшается вероятность поражения самолетов с турбореактивными двигателями ракетами, оснащенными головками самонаведения, работающими в СВЧ диапазоне радиоволн. Отличительные признаки формулы изобретения.

Первый вариант изобретения - способ.

Перед облучением на внутреннюю поверхность форсажной камеры турбореактивного двигателя наносят теплозащитное покрытие с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы.

Радиус горла реактивного сопла турбореактивного двигателя выполняют меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины, которые установлены соосно обтекателю ее задней опоры.

Обтекатель выполнен в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°.

Радиоволнами головки самонаведения осуществляют одновременное облучение, через упомянутое горло реактивного сопла, лопаток турбины и обтекателя ее задней опоры.

После чего радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины, многократно облучают упомянутое теплозащитное покрытие, при этом радиоволны с уменьшенной амплитудой, после их многократного отражения от теплозащитного покрытия, и радиоволны, отраженные от упомянутых лопаток турбины, через реактивное сопло одновременно излучают наружу.

Второй вариант изобретения - способ.

Перед облучением на внутреннюю поверхность форсажной камеры турбореактивного двигателя наносят теплозащитное покрытие с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы.

Радиус горла реактивного сопла турбореактивного двигателя выполняют равным или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины.

Обтекатель выполняют в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°.

После чего радиоволнами головки самонаведения осуществляют одновременное облучение, через упомянутое горло реактивного сопла, лопаток турбины и обтекателя ее задней опоры.

Затем радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины, многократно облучают упомянутое теплозащитное покрытие, при этом радиоволны с уменьшенной амплитудой, после их многократного отражения от теплозащитного покрытия, и радиоволны, отраженные от упомянутых лопаток турбины, через реактивное сопло одновременно излучают наружу.

Первый вариант изобретения - устройство.

Теплозащитное покрытие имеет коэффициент отражения при рабочей температуре меньше единицы. Конический обтекатель задней опоры турбины выполнен в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°. Радиус горла реактивного сопла меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины. Кроме того, конический обтекатель задней опоры турбины снабжен цилиндрическим основанием, диаметр которого равен диаметру основания конуса обтекателя, а длина менее трех размеров высоты конуса.

Усеченный конус обтекателя задней опоры турбины выполнен с выпуклой вершиной.

Второй вариант изобретения - устройство.

Теплозащитное покрытие имеет коэффициент отражения при рабочей температуре меньше единицы. Конический обтекатель задней опоры турбины выполнен в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°. Радиус горла реактивного сопла равен или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины.

Кроме того, конический обтекатель задней опоры турбины снабжен цилиндрическим основанием, диаметр которого равен диаметру основания конуса обтекателя задней опоры турбины, а длина менее трех размеров высоты конуса.

Усеченный конус обтекателя задней опоры турбины выполнен с выпуклой вершиной.

1. Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, работающей в СВЧ диапазоне радиоволн, содержащий корпус, в котором установлены последовательно воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина, лопатки турбины, форсажная камера сгорания, внутренняя поверхность которой покрыта теплозащитным покрытием с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, обтекатель задней опоры турбины, выполненный в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°C, и реактивное сопло с горлом, радиус которого меньше радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины.

2. Турбореактивный двигатель самолета по п.1, отличающийся тем, что обтекатель выполнен в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90° и снабжен цилиндрическим основанием, диаметр которого равен диаметру основания конуса обтекателя задней опоры турбины, а длина менее трех размеров высоты конуса.

3. Турбореактивный двигатель самолета по п.1, отличающийся тем, что усеченный конус обтекателя задней опоры турбины выполнен с выпуклой вершиной.

4. Турбореактивный двигатель самолета, выполненный с возможностью защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, работающей в СВЧ диапазоне радиоволн, содержащий корпус, в котором установлены последовательно воздухозаборник, осевой компрессор, камера сгорания, турбина, лопатки турбины, форсажная камера сгорания, внутренняя поверхность которой покрыта теплозащитным покрытием с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, обтекатель задней опоры турбины, выполненный в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°C, и реактивное сопло с горлом, радиус которого равен или меньше радиуса основания обтекателя задней опоры турбины.

5. Турбореактивный двигатель самолета по п.4, отличающийся тем, что обтекатель задней опоры турбины выполнен в форме прямого кругового или усеченного конуса с углом при вершине больше 90° и снабжен цилиндрическим основанием, диаметр которого равен диаметру основания конуса обтекателя задней опоры турбины, а длина менее трех размеров высоты конуса.

6. Турбореактивный двигатель самолета по п.4, отличающийся тем, что усеченный конус обтекателя задней опоры турбины выполнен с выпуклой вершиной.

7. Способ защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, работающей в СВЧ диапазоне радиоволн, турбореактивного двигателя самолета, отличающийся тем, что турбореактивный двигатель выполняют с радиусом горла реактивного сопла меньшим радиуса круга, описываемого концами лопаток турбины, и с обтекателем задней опоры турбины, расположенным соосно на торце форсажной камеры сгорания в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°, а на внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания двигателя наносят теплозащитное покрытие с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, при этом обеспечивают одновременное облучение радиоволнами СВЧ диапазона через упомянутое горло реактивного сопла лопаток турбины и обтекателя задней опоры турбины, а радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины - многократное облучение упомянутого теплозащитного покрытия, а через реактивное сопло обеспечивают одновременное излучение наружу радиоволн с уменьшенной амплитудой после их многократного отражения от теплозащитного покрытия и радиоволн, отраженных от упомянутых лопаток турбины.

8. Способ защиты от ракеты, оснащенной головкой самонаведения, работающей в СВЧ диапазоне радиоволн, турбореактивного двигателя самолета, отличающийся тем, что турбореактивный двигатель выполняют с радиусом горла реактивного сопла равным или меньшим радиуса основания обтекателя задней опоры турбины и с обтекателем задней опоры турбины, расположенным соосно на торце форсажной камеры сгорания, в форме конуса или усеченного конуса с углом при вершине больше 90°, а на внутреннюю поверхность форсажной камеры сгорания двигателя наносят теплозащитное покрытие с коэффициентом отражения при рабочей температуре меньше единицы, при этом обеспечивают облучение радиоволнами СВЧ диапазона через упомянутое горло реактивного сопла обтекателя задней опоры турбины, а радиоволнами, отраженными от поверхности обтекателя задней опоры турбины - многократное облучение упомянутого теплозащитного покрытия, а через реактивное сопло обеспечивают излучение наружу радиоволн с уменьшенной амплитудой после их многократного отражения от теплозащитного покрытия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к реактивным дымообразующим снарядам, рассеивающим газо-аэрозольные материалы, которые служат в качестве мишени с инфракрасным излучением. .

Изобретение относится к области военной техники, может быть использовано в устройствах мишеней, предназначенных для работы с радиолокационными и тепловыми системами вооружения.

Изобретение относится к методам защиты летательных аппаратов (ЛА) от управляемого оружия, оснащенного головками самонаведения, работающими в диапазоне частот инфракрасных (ИК) спектров излучения.

Изобретение относится к средствам защиты летательных аппаратов (ЛА) от управляемого оружия с головками самонаведения, работающими в диапазоне частот инфракрасных (ИК) спектров излучения.

Изобретение относится к военной технике, в частности к способам защиты военных и гражданских объектов от высокоточного оружия. .

Изобретение относится к воздушным мишеням, предназначенным для работы с вооружением, имеющим радиолокационные и тепловые системы обнаружения. .

Изобретение относится к устройству мишеней для радиолокационных и тепловых систем вооружения. .
Изобретение относится к военной области, а именно к методам индивидуальной защиты летательных аппаратов от ракет, оснащенных головками самонаведения, работающими в диапазоне частот видимого и инфракрасного спектров излучения.

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей с форсажными камерами сгорания, в частности к фронтовым устройствам форсажных камер сгорания. .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции элементов форсажных камер турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД). .

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в форсажной камере турбореактивного двигателя или в форсажной камере турбореактивного двухконтурного двигателя.

Изобретение относится к турбореактивному двигателю, включающему в себя канал дожигания первичного потока газа, кольцо форсунок и защитный экран топливного коллектора кольца форсунок.
Изобретение относится к конструктивному элементу из магниевого сплава с сильно выраженной металлической текстурой. .
Наверх