Гиперзвуковой летательный аппарат

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения. Нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу. Изобретение направлено на уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества в автономном полете. 3 ил.

 

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов, конкретно к размещению и устройству его силовой установки, в которой рабочее тело используется для создания реактивной струи.

Известен гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА, 1 - Р.И. Курзинер "Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета", М.: "Машиностроение", 1989 г., стр. 239, 240, рис. 8.1), содержащий фюзеляж, (прямоточный ПВРД) воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа. При этом особую значимость приобретает конструктивная интеграция планера (фюзеляжа ГЛА) и элементов ПВРД (воздухозаборника и реактивного сопла, при которой функции элементов силовой установки (ПВРД) принимают на себя элементы ГЛА: носовая часть - в качестве поверхности сжатия воздухозаборного устройства и кормовая часть - в качестве расширяющегося участка (раструба) реактивного сопла ([1], стр. 246 и 247). Для стартового разгона ГЛА снабжают стартовой двигательной установкой, состыкованной с фюзеляжем посредством устройства стыковки и отделения.

Существенными признаками предлагаемого ГЛА, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: гиперзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения.

Использование нижней поверхности носовой части фюзеляжа известного ГЛА в качестве поверхности сжатия воздуха, поступающего в ПВРД, приводит к появлению силы давления сжатого воздуха, направленной вверх - РВЗУ, и момента вращения этой силы (МВЗУ) относительно центра тяжести ГЛА (ЦТГЛА), направленного по часовой стрелке, на увеличение угла атаки ГЛА (наклона продольной оси фюзеляжа к направлению потока воздуха). В автономном полете ГЛА момент МВЗУ должен быть компенсирован моментом противоположного направления, что может быть достигнуто расширением нижней части раструба реактивного сопла ПВРД, однако это приводит к увеличению мидельного (поперечного) сечения ГЛА, его аэродинамического сопротивления и, как следствие, массы стартовой двигательной установки, необходимой для разгона ГЛА. Кроме того, при выполнении расширяющейся нижней части раструба реактивного сопла ПВРД, появляется сила FPC и момент этой силы МРС вращения ГЛА, состыкованного при разгоне со стартовой двигательной установкой, относительно центра тяжести сборки (ЦТСБ), который находится за реактивным соплом ПВРД и направлен на увеличение угла атаки сборки. Момент МРС при разгоне сборки должен быть компенсирован расширением вниз формы стартовой двигательной установки (за расположением ЦТСБ) или отклонением аэродинамических поверхностей ГЛА в сборе со стартовой двигательной установкой. Оба эти способа увеличивают аэродинамическое сопротивление ГЛА со стартовой двигательной установкой и, как следствие, дополнительно увеличивают массу стартовой двигательной установки, необходимую для разгона ГЛА до определенной скорости, обеспечивающей условия для входа воздушного потока в проточный тракт воздухозаборного устройства и запуска ПВРД.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества ГЛА в автономном полете.

Для решения поставленной технической задачи в ГЛА, содержащем фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения, нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

Отличительными признаками предлагаемого ГЛА являются следующие: нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков, в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, уменьшается потребная для разгона масса стартовой двигательной установки, обеспечивается увеличение аэродинамического качества ГЛА в автономном полете и повышенные тягово-экономические характеристики ПВРД.

Предлагаемый ГЛА может найти применение в авиационной и оборонной отраслях для ускоренной доставки полезной нагрузки к месту назначения.

ГЛА иллюстрируется чертежами, представленными на фиг. 1-3.

На фиг. 1 представлен вид ГЛА в разрезе, поясняющий фиксацию нижней части поверхности раструба реактивного сопла от поворота в поднятом положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

На фиг. 2 представлен вид ГЛА в автономном полете, после отделения стартовой двигательной установки с выпускаемой повернутой в крайнее нижнее положение давлением газов реактивной струи нижней частью поверхности раструба реактивного сопла ПВРД, поясняющий формирование момента МРС, уравновешивающего момент МВЗУ.

На фиг. 3 представлен вид А фиг. 2, поясняющий расположение оси поворота нижней части поверхности раструба реактивного сопла ПВРД.

ГЛА содержит фюзеляж 1, ПВРД 2, интегрированный с нижней частью фюзеляжа 1, и стартовую двигательную установку 3, состыкованную с фюзеляжем 1 последовательно, посредством устройства 4 стыковки и отделения. Нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7 реактивного сопла ПВРД 2 за критическим сечением 8 реактивного сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси 9, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 при ее стыковке к фюзеляжу 1. Воздухозаборное устройство 11 ПВРД 2 снабжено заглушкой 12, установленной на входе в его канал 13, посредством устройства 14 ее стыковки и отделения.

ГЛА работает следующим образом. Перед стыковкой стартовой двигательной установки 3 к фюзеляжу 1 нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7 реактивного сопла ПВРД 2 поворачивается вокруг оси 9 против часовой стрелки в убранное, крайнее верхнее положение. При их стыковке устройством 4 элемент 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 заходит под нижнюю часть 5 и удерживает его в убранном, крайнем верхнем положении при транспортировании и на участке стартового разгона фюзеляжа 1. При завершении разгона фюзеляжа 1 задействуются устройства 4 и 14 стыковки и отделения, обеспечивая расфиксацию крепления стартовой двигательной установки 3 и отделение (сброс) заглушки 12. При этом воздушный поток входит в канал 13 воздухозаборного устройства 11 и через критическое сечение 8 в раструб 7, повышая в нем давление перед стартовой двигательной установкой 3. Импульсы сил давления воздуха на поверхность раструба 7 и носовую поверхность стартовой двигательной установки 3 действуют в противоположных направлениях, обеспечивая ускорение фюзеляжа 1 и торможение стартовой двигательной установки 3, при этом они удаляются друг от друга, освобождается проточный тракт ПВРД 2 и обеспечивается возможность его запуска для автономного полета ГЛА. При этом также, благодаря удалению элемента 10 расфиксируется нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7, силы давления газов в котором поворачивают нижнюю часть 5 вокруг оси 9 в крайнее нижнее положение на угол 5-30°. В автономном полете ГЛА воздушный поток Wп (фиг. 2), тормозясь в воздухозаборном устройстве 11, создает повышенное давление воздуха у его стенок. Силы давления воздуха на стенки ВЗУ 11 формируют подъемную силу FВЗУ, действующую на носовую часть фюзеляжа 1, и момент этой силы МВЗУ, действующий на фюзеляж 1 в направлении увеличения угла его наклона к набегающему потоку воздуха (угла атаки). При этом, благодаря повороту нижней части 5 в крайнее нижнее положение, она находится под выбранным углом в диапазоне 5-30° к обтекающему фюзеляж потоку воздуха Wп, который, воздействуя на нижнюю часть 5 силой давления воздуха, формирует подъемную силу FPC и момент вращения этой силы МРС относительно центра тяжести фюзеляжа 1 (ЦТГЛА). Благодаря противоположному направлению моментов МВЗУ и МРС вращения, они компенсируют друг друга, их равенство является критерием выбора при проектировании ГЛА необходимого угла 5-30° поворота нижней части 5. Силы FBЗУ и FPC, направленные вверх, увеличивают подъемную силу фюзеляжа 1. При этом, благодаря небольшому углу в диапазоне 5-30° наклона части 5 к потоку воздуха Wп, сила аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1 в полете увеличивается незначительно и отношение подъемной силы фюзеляжа 1 к силе его аэродинамического сопротивления (аэродинамическое качество ГЛА), в целом увеличивается. Кроме того, благодаря повороту нижней части 5 в крайнее нижнее положение, увеличивается степень расширения газа в раструбе 7, что увеличивает тягу ПВРД 2, компенсирующую незначительное увеличение силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1 вследствие поворота нижней части 5 в крайнее нижнее положение. Таким образом, при одном и том же расходе топлива увеличивается тяга ПВРД 2 и его удельный импульс (тяга с 1 кг топлива в 1 секунду - тягово-экономическая характеристика ПВРД 2), что обеспечивает автономный полет фюзеляжа 1 на большее расстояние, при одном и том же запасе топлива. На участке разгона фюзеляжа 1 стартовой двигательной установки 3, благодаря нахождению нижней части 5 поверхности 6 раструба 7 в убранном, крайнем верхнем, положении, а также наличию заглушки 12 на входе в канал 13 воздухозаборного устройства 11, обеспечивается уменьшение аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1. Поэтому для разгона фюзеляжа 1 с убранной нижней частью 5, а также с установленной заглушкой 12 до скорости полета, обеспечивающей вход воздуха в канал 13 (запуск воздухозаборного устройства 11) и возможность запуска ПВРД 2, требуется меньший импульс тяги стартовой двигательной установки 3, следовательно, меньший запас в ней топлива и меньшая масса ее конструкции. Благодаря наличию элемента 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 обеспечивается простое устройство фиксации нижней части 5 в убранном положении и ее расфиксации для поворота в выпущенное, крайнее нижнее положение при работе ПВРД 2 в автономном полете фюзеляжа 1. Конкретная величина моментов МВЗУ и МРС и, соответственно, выбор необходимого угла поворота нижней части 5 зависят от геометрических параметров фюзеляжа 1, воздухозаборного устройства 11 и раструба 7, при этом наиболее целесообразная величина угла поворота нижней части 5 находится в диапазоне 5-30°, поскольку при углах менее 5° величина момента МРС и увеличение тяги ПВРД 2 малы, а при углах более 30° существенно увеличиваются аэродинамическое сопротивление ГЛА в целом и расход топлива в ПВРД 2, необходимый для полета ГЛА.

Гиперзвуковой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения, отличающийся тем, что нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением реактивного сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайне верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.



 

Похожие патенты:

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Изобретение относится к ракетной технике и касается системы регулирования (CP) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД). На поверхности передней части центрального тела расположены от двух до четырех приемников воздушного давления и приемник полного давления невозмущенного потока, внутри центрального тела размещены датчики давления, с одной стороны связанные воздушной магистралью с приемником полного давления невозмущенного потока, приемниками воздушного давления на центральном теле и в передней части центрального тела, с другой стороны - с блоком управления, состоящим из процессорного модуля, модуля управления и модуля силовых ключей, для выдачи сигнала на агрегат управления соплом в зависимости от числа Маха, перепада давления, угла атаки, угла скольжения.

Способ организации рабочего процесса в прямоточном воздушно-реактивном двигателе включает подачу порошка металлического горючего в камеру сгорания, его воспламенение и горение в потоке воздуха из воздухозаборника.

Изобретение может быть использовано в качестве двигательной установки летательных аппаратов. Двигатель содержит воздухозаборное устройство (ВЗУ) с каналами подачи и перепуска воздуха, камеру сгорания (КС) с размещенным в передней части канальным зарядом твердого горючего маршевой ступени, стабилизатор пламени, заряд твердого топлива стартовой ступени и маршевое сопло.

Комбинированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель содержит маршевый и скрепленный с ним разгонный двигатель, воздухозаборное устройство, оснащенное заглушками, сопло и камеру сгорания.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в гиперзвуковых (М≥5) крылатых ракетах с ракетно-прямоточными двигателями, предназначенных для полетов на больших высотах.

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле.

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. Плоское сопло турбореактивного двигателя содержит корпус с закрепленными на нем боковыми стенками, дозвуковые, сверхзвуковые и внешние створки, а также продольные рычаги, рычаги управления дозвуковыми створками, гидроцилиндры управления дозвуковыми створками и кронштейны.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения. Сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, сверхзвуковые створки, шарнирно прикрепленные к дозвуковым створкам и подвижно соединенные с внешними створками, привод створок и механизм синхронизации дозвуковых и внешних створок, выполненный в виде основных и шарнирно связанных с ними дополнительных рычагов, соединенных шарнирно с дозвуковыми и внешними створками, телескопические тяги и пневмоцилиндры, установленные на внешних створках в окружном направлении.

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к области авиационного двигателестроения. Сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, сверхзвуковые створки, шарнирно прикрепленные к дозвуковым створкам и подвижно соединенные с внешними створками, привод створок и механизм синхронизации дозвуковых и внешних створок, выполненный в виде основных и шарнирно связанных с ними дополнительных рычагов, соединенных шарнирно с дозвуковыми и внешними створками, телескопические тяги и пневмоцилиндры, установленные на внешних створках в окружном направлении.

Изобретение может быть использовано в области авиационного двигателестроения. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками.

Изобретение относится к ракетной технике и описывает устройство регулируемого сопла с регулирующим приводом и механизмом синхронизации. Регулируемое сверхзвуковое сопло содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и сверхзвуковые створки, образующие канал для истечения продуктов сгорания, привод створок и механизм синхронизации.

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя относится к авиационному двигателестроению. Регулируемое сверхзвуковое сопло содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками.

Устройство для приведения в действие реверсора тяги с регулируемым соплом гондолы турбореактивного двигателя содержит реверсор тяги, систему привода реверсора тяги и средства фиксации.

Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя содержит корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, а также привод створок и механизм синхронизации.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло содержит расположенные в окружном направлении внешние и внутренние поворотные створки с установленными между ними внешними и внутренними проставками.

Способ запуска гиперзвукового летательного аппарата включает разгон стартовой двигательной установкой, отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Гиперзвуковой летательный аппарат содержит фюзеляж, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, интегрированный с нижней частью фюзеляжа, и стартовую двигательную установку, состыкованную с фюзеляжем последовательно посредством устройства стыковки и отделения. Нижняя часть поверхности раструба реактивного сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя за критическим сечением сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу. Изобретение направлено на уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества в автономном полете. 3 ил.

Наверх