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



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

 


Владельцы патента RU 2567106:

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 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.

 

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 23/00). 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 только взаимодействием ударных волн от различных частей ЛА с нагретым воздухом в тепловом следе.

Наиболее близким к заявленному изобретению является способ снижения звукового удара от ЛА (Патент RU №2520291, МПК В64С 1/38, 2012 г.), в котором для снижения уровня звукового удара 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, расстоянием до ЛА и температурой нагрева газа в области. За областью теплоподвода формируется тепловой след, который обтекает ЛА или части ЛА, вносящие наибольший вклад в звуковой удар. Это меняет условия обтекания ЛА и позволяет уменьшить интенсивность ударных волн от ЛА. Подбор размера области теплоподвода и температуры нагрева воздуха в области теплоподвода обеспечивает также снижение интенсивности ударной волны от области теплоподвода в дальнем поле. Для снижения звукового удара область теплоподвода располагают на расстоянии от ЛА так, чтобы исключить слияние в дальнем поле ударных волн от области теплоподвода и от ЛА. В данном способе предполагается, что уменьшение интенсивности ударных волн от ЛА достигается только за счет изменения параметров нагретого потока, обтекающего ЛА.

Задачей предлагаемого изобретения является управление уровнем звукового удара на различных расстояниях от частей летательного аппарата при сверхзвуковых режимах полета.

Технический результат достигается воздействием на газовый поток перед ЛА, совершающим стационарный горизонтальный сверхзвуковой полет, периодически или постоянно источником энергоподвода, например лазерным излучением, и созданием локальной области теплоподвода с возможностью управления ее размерами, температурным режимом и расстоянием от области теплоподвода до частей ЛА. Согласно изобретению область теплоподвода перед фюзеляжем ЛА формируют симметрично отстоящую от траектории полета ЛА, а перед несущими плоскостями ЛА симметрично отстоящую от горизонтальной плоскости полета ЛА так, что ЛА в процессе полета не пересекает тепловой след от областей теплоподвода, при этом структура потока перед указанными частями ЛА по траектории его полета имеет области повышенного и пониженного давления, сформированные ударными волнами от областей теплоподвода, при изменении расстояния от ЛА до этих областей, от которых зависит пониженная или повышенная интенсивность ударных волн, которые распространяются от областей теплоподвода и от частей ЛА раздельно не сливаясь в дальнем поле, или сливаясь в дальнем поле, что обеспечивает возможность управления звуковым ударом.

На фиг. 1 изображено расположение области теплоподвода относительно фюзеляжа ЛА, на фиг. 2 - расположение области теплоподвода перед несущей плоскостью (крылом) ЛА, на фиг. 3 показана схема течения, формирующегося перед фюзеляжем (в плоскости xr) или перед крылом (в плоскости xy) при маховском отражении ударных волн от оси симметрии Ох или плоскости симметрии xz; на фиг. 4 и фиг. 5 показаны результаты расчета звукового удара на различных расстояниях при создании области теплоподвода, симметрично отстоящей от траектории полета ЛА перед фюзеляжем ЛА.

Обозначения на фигурах по направлению набегающего потока газа: 1 - элемент ЛА в форме тонкого тела вращения (фюзеляж), 2 - несущие плоскости (крылья), 3 - локальные области теплоподвода около элементов ЛА, 4 - ударная волна от области теплоподвода, 5 - ударная волна от области теплоподвода, отраженная от оси или плоскости симметрии; 6, 7 - головная и хвостовая ударные волны от элементов ЛА, 8 - диск Маха (ножка Маха), 9 - граница теплового следа, 10 - область повышенного давления на оси (плоскости) симметрии, 11 - область низкого давления; r - радиальная координата и расстояние от траектории полета, х - координата вдоль оси Х и расстояние от носика ЛА вдоль траектории полета, y - расстояние от плоскости полета, r* - расстояние, на котором начинается слияние ударных волн.

Способ осуществляется следующим образом.

Перед элементами ЛА 1, 2 производится непрерывное или пульсирующее локальное нагревание набегающего потока газа - создается область теплоподвода. Траектория полета ЛА не проходит через область теплоподвода 3 и ЛА не попадает в тепловой след 9 за областью теплоподвода. Область теплоподвода имеет осевую симметрию относительно траектории полета ЛА перед фюзеляжем и плоскую симметрию относительно горизонтальной плоскости полета ЛА перед несущими плоскостями (крыльями), как показано на фиг. 1 и фиг. 2. Нагрев воздуха в области теплоподвода приводит к появлению ударных волн в набегающем потоке и сложной картине течения перед ЛА. При определенных условиях отражение ударных волн от плоскости симметрии происходит в виде маховского отражения, а при осевой симметрии такая картина отражения ударных волн от оси симметрии возникает всегда, как показано на фиг. 3. В этом случае, поток воздуха перед ЛА аналогичен потоку в сопле Лаваля. За диском (ножкой) Маха формируется область повышенного давления 10 и область низкого давления 11. Используя газодинамические особенности возникшего течения перед элементами ЛА, подбирая размеры области нагрева Rs, расстояние от области нагрева до элементов ЛА xs и температуру в области разогрева газа, можно управлять интенсивностями ударных волн от области нагрева и элементов ЛА. Т.е. располагая область теплоподвода на расстоянии xs так, что передние части элементов ЛА оказываются либо в области высокого давления 10, либо в области низкого давления 11, можно управлять расстоянием r*, на котором происходит слияние ударных волн в дальнем поле, и интенсивностями ударных волн от элементов ЛА. Это позволяет управлять звуковым ударом в дальнем поле, получая либо увеличение, либо уменьшение звукового удара.

На фиг. 4 и фиг. 5 представлены результаты расчетов звукового удара в дальнем поле от тонкого тела вращения (фюзеляж ЛА с относительной толщиной в миделе 10%) с областью теплоподвода в форме тора для числа Маха набегающего потока, равного 2. Эти результаты могут быть распространены на случай обтекания несущей плоскости (плоского профиля конечного размаха) с областью теплоподвода, симметрично отстоящей от горизонтальной плоскости xz (см. фиг. 2), поскольку на больших расстояниях от плоскости xz формируется картина ударных волн, близкая к картине ударных волн от тела с осевой симметрией. Обозначения: Δp/p0 - отношение избыточного давления Δp к нормальному атмосферному давлению р0, r/L - радиальная координата и расстояние от траектории полета в длинах тела (L - длина тела). Показан пример профиля давления с ударными волнами в ближнем поле от тела и области теплоподвода в форме тора и показано изменение интенсивности ударных волн при удалении от траектории полета. Линией (I) показан профиль давления вдоль радиальной координаты r/L для тела без теплоподвода (на расстоянии x/L=30 от носика тела), линией (II) показан профиль давления для тела с областью теплоподвода в форме тора. Линией (III) показано изменение интенсивности головной ударной волны от тела без теплоподвода при удалении от траектории полета, точками (IV) показано изменение интенсивностей ударных волн от тела с областью теплоподвода в форме тора. Представлен пример для области теплоподвода с параметрами rs/L=0.1, Rs/L=0.01, с наибольшей температурой воздуха в области теплоподвода T/T0=1.81 по сравнению с температурой набегающего потока Т0. Область теплоподвода располагалась на расстоянии xs/L=0.175 от носика тела. Для заданного числа Маха можно подобрать размер области теплоподвода и температуру нагрева потока в области теплоподвода так, что ударные волны от области теплоподвода имеют меньшую интенсивность, по сравнению с ударной волной от ЛА без теплоподвода. Благодаря расположению носовой части тела в области низкого давления удается сформировать картину течения с разделенными ударными волнами, имеющими интенсивность примерно на 22% ниже интенсивности головной ударной волны от тела в потоке без теплоподвода. Такая картина с распределением интенсивностей ударных волн сохраняется до расстояний r*/L ~ 150. На этих расстояниях отсутствие слияния ударных волн обеспечивает снижение звукового удара по сравнению с ударом от тела в потоке без теплоподвода. Для больших расстояний слияние ударных приводит к усилению звукового удара. Данный способ распространяется на тела различной формы с острой или затупленной носовой частью.

Существенным отличием предлагаемого способа от прототипа является то, что для формирования картины ударных волн с меньшей интенсивностью, включающей в себя ударные волны от области теплоподвода и ударные волны от элементов ЛА, используется взаимодействие ударных волн от области теплоподвода и газодинамические особенности потока, возникающие за ударными волнами от области теплоподвода. При этом область теплоподвода располагается на удалении от элементов ЛА так, что элементы ЛА в процессе полета не пересекают тепловой след от области теплоподвода, и передняя часть элементов ЛА попадает либо в область высокого статического давления, либо в область низкого давления, возникающую на оси симметрии (плоскости горизонтального полета). Это позволяет добиться либо увеличения, либо уменьшения звукового удара в дальнем поле.

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 23/00;

3. Патент RU №2520291, МПК В64С 1/38, 2012 г.

Способ управления уровнем звукового удара от частей летательного аппарата (ЛА), включающий воздействие на набегающий газовый поток перед ЛА периодически или постоянно источником энергоподвода, например лазерным излучением, и создание локальной области теплоподвода с возможностью управления ее размерами, температурным режимом и расстоянием до частей ЛА, отличающийся тем, что перед частями ЛА формируют, по крайней мере, одну из следующих областей теплоподвода, так, перед фюзеляжем ЛА формируют область теплоподвода, симметрично отстоящую от траектории полета ЛА, а перед несущими плоскостями ЛА - симметрично отстоящую от горизонтальной плоскости полета ЛА, так что части ЛА в процессе полета не пересекает тепловой след от области локального теплоподвода, причем структура потока перед указанными частями ЛА по траектории его полета имеет области повышенного и пониженного давления, сформированные ударными волнами от области теплоподвода, при изменении расстояния от ЛА до этой области зависит пониженная или повышенная интенсивность ударных волн, которые распространяются от области теплоподвода и от частей ЛА раздельно, не сливаясь в дальнем поле или сливаясь в дальнем поле, что обеспечивает возможность управления звуковым ударом.



 

Похожие патенты:

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.

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

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

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.

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