Способ снижения уровня звукового удара летательного аппарата (ла)

Авторы патента:

Потапкин Анатолий Васильевич (RU)

Москвичев Дмитрий Юрьевич (RU)

B64C23/04 - путем образования ударных волн

Владельцы патента RU 2520591:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам снижения уровня звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Способ снижения звукового удара включает воздействие на набегающий газовый поток перед ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением. При этом в газовой среде перед ЛА и соосно ему периодически или постоянно создают по крайней мере одну локальную область разогретого газа с возможностью управления ее размерами и расстоянием до ЛА, обеспечивают управляемый температурный режим в области разогрева газа так, что ударные волны от ЛА и ударные волны от области разогретого газа имеют пониженную интенсивность и распространяются раздельно, не сливаясь в дальнем поле. Достигается снижение уровня звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, к управлению уровнем звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА).

Известен способ минимизации звукового удара от сверхзвукового самолета с помощью разогрева атмосферы вокруг самолета (Miller D.S., Carlson H.W. A study of the application of heat or force fields to the sonic-boom-minimization problem. NASA TN D-5582. 1969).

Недостаток подобного способа в том, что необходимо искусственно создавать вокруг ЛА нагретую область газа определенной формы с контролируемым распределением температуры газа таким образом, чтобы возмущения от ЛА не выходили за границы нагретой области, что приводит к трудности технической реализации способа.

Известен способ снижения звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата при помощи создания области нагретого газа в потоке перед и ниже ЛА (Патент US №7641153, МПК В64С 30/00, 2007 г.). Разогрев газа производится с помощью лазерного и микроволнового излучения от оборудования, расположенного в корпусе ЛА. В потоке создается сферическая область нагретого газа, которая располагается в ближнем поле в стороне от траектории полета ЛА. За областью нагретого газа в стороне от траектории полета ЛА формируется цилиндрический тепловой след. Изменение углов наклона ударных волн, распространяющихся от различных частей ЛА при их прохождении через тепловой след, предотвращает их слияние в дальнем поле в одну N-волну, что позволяет уменьшить звуковой удар на поверхности Земли. В патенте не рассматривается ударная волна от области нагрева газа и не учитывается ее роль в формировании звукового удара в дальнем поле. Авторы предполагают, что основное влияние на звуковой удар будет вызвано взаимодействием ударных волн от различных частей ЛА только с нагретым воздухом в тепловом следе.

Наиболее близким к заявленному изобретению является способ снижения звукового удара по патенту US №5263661, МПК В64С 1/38, в котором к набегающему потоку вдоль передней кромки крыла (перед точкой торможения потока) подводят лучистую энергию от источника лазерного излучения, расположенного в корпусе ЛА. Целью способа является разогрев потока перед крылом ЛА для снижения общего сопротивления ЛА и ослабления звукового удара при сверхзвуковом полете. Это достигается за счет того, что нагретый разреженный воздух создает режим дозвукового обтекания крыла. К недостаткам данного способа относится то, что не учитываются ударные волны от области нагрева потока и их роль в формировании звукового удара от ЛА в дальнем поле. В патенте предполагается, что этот способ работает только для тонкого, короткого и жесткого крыла с острой передней кромкой.

Задачей предлагаемого изобретения является уменьшение уровня звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета.

Технический результат достигается воздействием на поток перед ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением, согласно изобретению в газовой среде перед ЛА и соосно ему периодически или постоянно формируют по крайней мере одну локальную область разогретого газа с возможностью управления ее размерами и расстоянием до ЛА, при этом создают управляемый температурный режим в области разогрева газа так, что ударные волны от ЛА и от области разогретого газа имеют пониженную интенсивность и распространяются раздельно, не сливаясь в дальнем поле.

На фиг.1 и 2 изображены взаимные расположения ЛА и области теплоподвода и представлена схема течения с ударными волнами; на фиг.3 и 4 показан пример уменьшения звукового удара на больших расстояниях от тонкого тела вращения при использовании предлагаемого способа (представлен пример для области теплоподвода в форме шара).

На поясняющих чертежах показано 1 - направление набегающего потока газа, 2 - ЛА в форме тонкого тела вращения, 3 - область теплоподвода перед ЛА, 4 - ударная волна от области теплоподвода, 5 - ударные волны от ЛА, 6 - граница теплового следа, 7 - положение максимума температуры в области теплоподвода, 8 - область низкого давления. На рисунке показан размер области теплоподвода R_s и расстояние x_s от области теплоподвода до ЛА. Эти параметры, наряду с температурой в области теплоподвода, являются основными параметрами, от которых зависит формируемая картина течения с ударными волнами и звуковой удар в дальнем поле.

Способ осуществляется следующим образом.

Перед ЛА 2 на траектории полета создают область теплоподвода 3, которая обтекается набегающим потоком газа почти как твердое тело, что приводит к формированию в окрестности области теплоподвода ударной волны 4. За областью теплоподвода формируется тепловой след 6 с повышенной температурой, пониженной плотностью и пониженными значениями чисел Маха. Область теплоподвода имеет такую форму и размер, чтобы нагретый газ в тепловом следе за областью теплоподвода обтекал ЛА или части ЛА, вносящие наибольший вклад в звуковой удар. Это меняет условия обтекания ЛА и позволяет уменьшить интенсивность ударных волн 5 от ЛА. Подбор размера области теплоподвода R_s и температуры нагрева воздуха в области теплоподвода обеспечивает снижение интенсивности ударной волны от области теплоподвода в дальнем поле. Расчеты дальнего поля показали, что малое расстояние между ударными волнами от области теплоподвода и тела ЛА может приводить к их слиянию в дальнем поле и увеличению звукового удара. Для снижения звукового удара от ЛА область теплоподвода необходимо располагать на расстоянии Xs от ЛА так, чтобы исключить слияние в дальнем поле ударных волн от области теплоподвода и от ЛА.

Пример.

На фиг.3 и 4 показан пример уменьшения звукового удара на больших расстояниях от тонкого тела вращения в результате использования предложенного способа. Представлены результаты расчетов звукового удара в дальнем поле от тонкого тела вращения (относительная толщина в миделе 10%) с областью теплоподвода в форме шара для числа Маха набегающего потока равного 2. Обозначения: Δр/р₀ - отношение избыточного давления Δp к нормальному атмосферному давлению р₀, r/L - расстояние от траектории полета в длинах тела. На фиг.3 показано изменение интенсивности ударных волн при удалении от траектории полета. Линией (I) показана интенсивность головной ударной волны от тела без теплоподвода, точками (II) и (III) показаны интенсивности ударных волн от области теплоподвода и от тела соответственно. На фиг.4 показан пример профиля давления с ударными волнами, которые распространяются раздельно, не сливаясь в дальнем поле, от тела с областью теплоподвода в форме шара. Линией (IV) показан уровень интенсивности головной ударной волны от тела без теплоподвода на расстоянии 519.5 длин тела от траектории полета, линией (V) показан профиль давления в дальнем поле для тела с областью теплоподвода в форме шара. Для заданного числа Маха можно подобрать размер области теплоподвода, положение области теплоподвода относительно ЛА и температуру нагрева потока в области теплоподвода так, что ударные волны от области теплоподвода и ЛА будут иметь меньшие интенсивности, по сравнению с ударной волной от ЛА без теплоподвода и будут распространяться раздельно, не сливаясь в дальнем поле. В представленном примере снижение звукового удара достигается при формировании области теплоподвода в форме шара с радиусом R_s/L=0.05 на расстоянии x_s/L=0.5 перед телом на траектории полета (L - длина тела), при наибольшей температуре воздуха в области теплоподвода Т/Т₀=1.93 по сравнению с температурой набегающего потока Т₀. Уменьшение интенсивности ударной волны от ЛА в тепловом следе и отсутствие слияния ударных волн от области теплоподвода и ЛА позволяют на 20% и более уменьшить уровень звукового удара в дальнем поле.

Существенным отличием предлагаемого способа от прототипа является то, что формируемая около тела среда с параметрами, отличающимися от параметров набегающего потока, обеспечивает снижение интенсивности ударной волны от тела, и формируется картина ударных волн с меньшей интенсивностью, включающая в себя ударные волны от области теплоподвода и ударные волны от ЛА. При этом область теплоподвода располагается на удалении от ЛА так, чтобы не происходило слияние ударных волн от области теплоподвода и ЛА в дальнем поле. Для создания картины течения с системой ударных волн и уменьшения звукового удара используются газодинамические особенности потока в тепловом следе за областью теплоподвода. Данный способ распространяется на летательные аппараты (тела) различной формы с острой или затупленной носовой частью.

Источники информации

1. Miller D.S., Carlson H.W. A study of the application of heat or force fields to the sonic-boom-minimization problem. NASA TN D-5582 (1969).

2. Патент US №7641153, МПК В64С 30/00, 2007 г.

3. Патент US №5263661, МПК В64С 1/38 - прототип.

Способ снижения уровня звукового удара летательного аппарата (ЛА), включающий воздействие на набегающий газовый поток перед ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением, отличающийся тем, что в газовой среде перед ЛА и соосно ему периодически или постоянно создают по крайней мере одну локальную область разогретого газа источником энергоподвода, с возможностью управления ее размерами и расстоянием до ЛА, при этом обеспечивают управляемый температурный режим в области разогрева газа так, что ударные волны от ЛА и от области разогретого газа имеют пониженную интенсивность и распространяются не сливаясь в дальнем поле.

Группа изобретений относится к аэродинамическим конструкциям. Выступ для изменения структуры скачка уплотнения содержит расширяющийся нос и сужающийся хвост.

Аэродинамическая конструкция с асимметричным выступом для изменения структуры скачка уплотнения // 2502640

Аэродинамическая конструкция по первому варианту содержит выступ для изменения структуры скачка уплотнения, отходящий от поверхности указанной аэродинамической конструкции.

Аэродинамическая конструкция с неравномерно расположенными выступами для отклонения скачка уплотнения // 2499732

Аэродинамическая конструкция содержит группу выступов для отклонения скачка уплотнения, отходящих от ее поверхности. Выступы для отклонения скачка уплотнения распределены по указанной конструкции с неравномерным шагом между центрами и/или кромками соседних выступов.

Конструкция с упорядоченными выступами для изменения структуры скачка уплотнения // 2498929

Изобретение относится к аэродинамической конструкции, содержащей систему выступов для изменения структуры скачка уплотнения, отходящих от поверхности конструкции.

Способ снижения волнового сопротивления несущих поверхностей // 98833

Способ управления уровнем звукового удара от частей летательного аппарата (ла) // 2567106

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к управлению уровнем звукового удара от сверхзвукового летательного аппарата (ЛА). Способ управления уровнем звукового удара от частей летательного аппарата включает воздействие на поток перед и около элементов ЛА источником энергоподвода, например лазерным излучением. В газовой среде перед элементами ЛА периодически или постоянно формируют, по крайней мере, одну локальную область теплоподвода с возможностью управления ее размерами, расстоянием до элементов ЛА и температурой в области теплоподвода, так, что элементы ЛА находятся в холодном потоке воздуха со структурой потока, сформированной ударными волнами от источника энергоподвода. При этом область теплоподвода располагается на удалении от элементов ЛА так, что элементы ЛА в процессе полета не пересекают тепловой след от области нагрева, и передняя часть элементов ЛА попадает либо в область высокого статического давления, либо в область низкого давления, возникающую на оси симметрии, что позволяет добиться либо увеличения, либо уменьшения звукового удара в дальнем поле. Достигается возможность управления уровнем звукового удара на поверхности земли от ЛА при сверхзвуковых режимах полета. 5 ил.

Способ торможения сверхзвукового потока // 2603705

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Сверхзвуковой преобразуемый самолет с х-образным крылом // 2621762

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой преобразуемый самолет с Х-образным крылом имеет планер по схеме интегральный неустойчивый продольный триплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности, переднее горизонтальное оперение, цельноповоротные консоли которого смонтированы сверху боковых воздухозаборников, два форсажных турбореактивных двухконтурных двигателя, размещенных в гондолах между хвостовых балок, имеющих по внешним их бортам вертикальное оперение с небольшими консолями стабилизатора. Самолет снабжен системой крыльев, представляющей комбинацию двух с Х-образным в плане расположением консолей крыльев, переднее из которых крыло типа чайка оснащено балками в изломах его консолей. Цельноповоротные стреловидные внешние консоли заднего крыла выполнены с возможностью поворота в поперечной плоскости вокруг продольной оси соответствующей центральной части разнесенной балки с образованием трехкилевой схемы планера в полете. Изобретение направлено на повышение аэродинамической эффективности полета за счет удвоенной интерференции инвертированных ударных волн. 5 з.п. ф-лы, 3 ил., 1 табл.