RU141645U1 - HYPERSONIC AIRCRAFT - Google Patents

HYPERSONIC AIRCRAFT Download PDF

Info

Publication number
RU141645U1
RU141645U1 RU2013152606/11U RU2013152606U RU141645U1 RU 141645 U1 RU141645 U1 RU 141645U1 RU 2013152606/11 U RU2013152606/11 U RU 2013152606/11U RU 2013152606 U RU2013152606 U RU 2013152606U RU 141645 U1 RU141645 U1 RU 141645U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
wing
air intake
thermal protection
hypersonic aircraft
Prior art date
Application number
RU2013152606/11U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Леонидович Куранов
Алексей Васильевич Корабельников
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС") filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем" (ОАО "НИПГС")
Priority to RU2013152606/11U priority Critical patent/RU141645U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU141645U1 publication Critical patent/RU141645U1/en

Links

Images

Abstract

Гиперзвуковой летательный аппарат, включающий планер с внутренней и внешней оболочками, между которыми расположена система активной теплозащиты, имеющая низкотемпературные и высокотемпературные каталитические реакторы химической регенерации тепла, прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением, снабжённый магнитогазодинамическим генератором, расположенным перед камерой сгорания двигателя, причём воздухозаборник двигателя имеет устройство для ионизации воздушного потока и блок генерации искусственного плазменного образования, отличающийся тем, что гиперзвуковой летательный аппарат снабжен крыльями дельтовидной формы с двойной стреловидностью по передней кромке, причём каждое крыло имеет внутреннюю и внешнюю оболочки, между которыми расположена система активной тепловой защиты, и соединено с центральной частью планера так, что начало крыла расположено в плоскости входного сечения воздухозаборника двигателя, при этом его размах, геометрическое удлинение и сужение соответствуют расчетным значениям в зависимости от требований надежности несущей поверхности за счет снижения вибрационных нагрузок.A hypersonic aircraft, including a glider with inner and outer shells, between which there is an active thermal protection system, which has low-temperature and high-temperature catalytic reactors for chemical heat recovery, a ramjet engine with supersonic combustion, equipped with a magnetogasdynamic generator located in front of the engine combustion chamber, and the air intake the engine has a device for ionizing the air flow and an artificial plate generating unit variable formation, characterized in that the hypersonic aircraft is equipped with deltoid wings with double sweep along the leading edge, with each wing having an inner and outer shell, between which there is an active thermal protection system, and connected to the central part of the airframe so that the beginning of the wing is located in the plane of the inlet section of the engine air intake, while its span, geometric elongation and narrowing correspond to the calculated values depending on the reliability requirements and the bearing surface by reducing the vibration loads.

Description

Полезная модель «Гиперзвуковой летательный аппарат» относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам (ГЛА). Известен летательный аппарат «Способ полета самолета и самолет» патент РФ №2036823, МПК B64C 39/00 опубликован 09.06.1995 г. В летательный аппарат входят: фюзеляж, устройство управления пограничным слоем, построенное на принципе воздействия на летательный аппарат обтекающего потока.The utility model “Hypersonic Aircraft” refers to aerospace technology, namely to hypersonic aircraft (GLA). Known aircraft "The method of flight of an airplane and aircraft" RF patent No. 2036823, IPC B64C 39/00 published 06/09/1995, the Aircraft includes: fuselage, boundary layer control device, built on the principle of impact on the aircraft flow around.

Известны летательные аппараты нетрадиционных схем. (П. Бауэрс, М., «Мир», 1991 год). Это высокоманевренные самолеты, в которых высокие аэродинамические качества достигаются применением несущего переднего горизонтального оперения (ПГО) с системами управления. Однако летательные аппараты, выполненные с крыльями малого удлинения, теряют в аэродинамическом качестве из-за потерь, вызванных крыльевыми концевыми вихрями. Известен летательный аппарат «Высокоскоростной летательный аппарат» патент РФ №2007332, МПК B64C 1/26, опубликован 15.02.1994 г.Known aircraft unconventional schemes. (P. Bowers, M., Mir, 1991). These are highly maneuverable aircraft in which high aerodynamic qualities are achieved by using the front horizontal tail unit (PGO) with control systems. However, aircraft made with wings of small elongation lose their aerodynamic quality due to losses caused by wing end vortices. Known aircraft "High-speed aircraft" RF patent №2007332, IPC B64C 1/26, published 02.15.1994

В известном летательном аппарате (ЛА) происходит сжатие потока перед воздухозаборником за счет изменения геометрических форм элементов. Аэродинамическая поверхность ЛА, расположенная перед воздухозаборником, имеет форму с поперечновогнутой кривизной. Обтекание такой поверхности сверхзвуковым потоком повышает степень сжатия струи, захватываемой воздухозаборником и, следовательно, ухудшаются тяговые характеристики ЛА.In a known aircraft (LA), the stream is compressed in front of the air intake by changing the geometric shapes of the elements. The aerodynamic surface of the aircraft, located in front of the air intake, has a shape with transverse concave curvature. The supersonic flow around such a surface increases the degree of compression of the jet captured by the air intake and, therefore, the traction characteristics of the aircraft.

Известен также ГЛА «Гиперзвуковой летательный аппарат» патент РФ №2059537, МПК B64C 30/00, опубликован 15.12.1994 г., который по максимальному количеству сходных существенных признаков принимается за прототип.GLA “Hypersonic Aircraft” is also known, RF patent No. 2059537, IPC B64C 30/00, published December 15, 1994, which is taken as a prototype by the maximum number of similar essential features.

В известном ГЛА аэродинамические характеристики улучшаются путем активной теплозащиты. В прототипе открытая аэротермодинамическая система преобразует в работу энергию гиперзвукового набегающего потока. Известный ГЛА может активно обмениваться энергией с окружающим воздушным потоком таким образом, что часть энергии, обычно в закрытых системах уходившей в потери, возвращается и повышает энергоресурс ГЛА.In the well-known GLA, aerodynamic characteristics are improved by active thermal protection. In the prototype, an open aerothermodynamic system converts the energy of a hypersonic incoming flow into operation. Known GLA can actively exchange energy with the surrounding air flow in such a way that part of the energy, usually in closed systems, which was lost, returns and increases the energy resource of the GLA.

Известный гиперзвуковой летательный аппарат, принятый за прототип, включает планер с внутренней и внешней оболочками, между которыми расположены системы активной тепловой защиты, включающие каталитические реакторы термохимической регенерации тепла, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) со сверхзвуковым горением, магнитогазодинамический (МГД) генератор, размещенный перед камерой сгорания (КС).A well-known hypersonic aircraft adopted for the prototype includes a glider with inner and outer shells, between which active thermal protection systems are located, including catalytic reactors for thermochemical heat recovery, ramjet engine with supersonic combustion, magnetogasdynamic (MHD) generator, placed in front of the combustion chamber (KS).

Внутренний воздухозаборник двигателя имеет устройство для ионизации воздушного потока. Термохимические реакторы (ТХР) расположены в наиболее горячих точках конструкции планера. ПВРД со сверхзвуковым горением снабжен магнитогазодинамическим генератором и соплом. Однако степень изменения лобового сопротивления при воздействии на гиперзвуковой поток только путем охлаждения за счет высокого эндотермического эффекта при термохимических реакциях углеводородного топлива недостаточна.The internal air intake of the engine has a device for ionizing the air flow. Thermochemical reactors (TXR) are located at the hottest points in the airframe structure. A supersonic combustion ramjet is equipped with a magnetogasdynamic generator and a nozzle. However, the degree of change in drag when exposed to hypersonic flow only by cooling due to the high endothermic effect during thermochemical reactions of hydrocarbon fuels is insufficient.

Задача, на решение которой направлена заявляемая полезная модель и технический результат, который может быть получен при осуществлении ее, заключается в улучшении аэродинамических характеристик ГЛА и повышении надежности несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок. Поставленная задача может быть достигнута совокупностью заявленных существенных признаков, необходимых и достаточных для осуществления технического результата.The problem to which the claimed utility model and the technical result, which can be obtained by implementing it, is directed, is to improve the aerodynamic characteristics of the GLA and increase the reliability of bearing surfaces by reducing vibration loads. The task can be achieved by a combination of the claimed essential features necessary and sufficient for the implementation of the technical result.

Сущность поясняется чертежом, где на фигуре 1 представлена схема заявляемой полезной модели.The essence is illustrated by the drawing, where figure 1 presents a diagram of the claimed utility model.

1. планер (фюзеляж)1. glider (fuselage)

2. оболочки внутренняя и внешняя2. shell internal and external

3. система активной тепловой защиты, включающая каталитические реакторы химической регенерации тепла3. active thermal protection system, including catalytic reactors for chemical heat recovery

4. прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД)4. ramjet engine (ramjet)

5. магнитогазодинамический генератор (МГД)5. magnetogasdynamic generator (MHD)

6. камера сгорания (КС) двигателя6. combustion chamber (KS) of the engine

7. внутренний воздухозаборник двигателя7. internal engine intake

8. устройство для ионизации воздушного потока8. air flow ionization device

9. блок генерации искусственного плазменного образования9. unit for generating artificial plasma formation

10. дельтовидные крылья летательного аппарата.10. deltoid wings of an aircraft.

Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что как и прототип, ГЛА включает планер 1 с внутренней и внешней оболочками 2, между которыми расположена система активной тепловой защиты 3, включающая каталитические реакторы химической регенерации тепла. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 4 со сверхзвуковым горением имеет магнитогазодинамический (МГД)-генератор 5, размещенный перед камерой сгорания (КС) 6. Воздухозаборник 7 двигателя 4 снабжен устройством для ионизации воздушного потока 8 и блоком генерации искусственного плазменного образования 9.The essence of the proposed technical solution is that, like the prototype, the GLA includes a glider 1 with inner and outer shells 2, between which there is an active thermal protection system 3, including catalytic reactors for chemical heat recovery. A ramjet engine 4 with supersonic combustion has a magnetogasdynamic (MHD) generator 5 located in front of the combustion chamber (CS) 6. The air intake 7 of engine 4 is equipped with a device for ionizing the air stream 8 and an artificial plasma formation generating unit 9.

В отличие от прототипа гиперзвуковой летательный аппарат снабжен крыльями 10, имеющими дельтовидную форму, с двойной стреловидностью по передней кромке. Крыло 10 снабжено внутренней и внешней оболочками 2, между которыми расположена система активной тепловой защиты 3, включающая низкотемпературный и высокотемпературный каталитические реакторы химической регенерации тепла. Каждое крыло 10 соединено с центральной частью планера 1 так, что начало крыла расположено в плоскости входного сечения внутреннего воздухозаборника 7 ПВРД 4, а размах, геометрическое удлинение и сужение крыла соответствуют расчетным значениям в зависимости от требований надежности несущей поверхности за счет снижения вибрационных нагрузок.In contrast to the prototype, a hypersonic aircraft is equipped with deltoid-shaped wings 10 with double sweep along the leading edge. The wing 10 is provided with inner and outer shells 2, between which there is an active thermal protection system 3, including low-temperature and high-temperature catalytic reactors for chemical heat recovery. Each wing 10 is connected to the central part of the airframe 1 so that the beginning of the wing is located in the plane of the inlet section of the internal air intake 7 of the ramjet 4, and the span, geometric elongation and narrowing of the wing correspond to the calculated values depending on the reliability requirements of the bearing surface by reducing vibration loads.

Технический результат при осуществлении этой полезной модели заключается в улучшении аэродинамических характеристик ГЛА, а именно в изменении аэродинамического сопротивления и снижения вибрационных нагрузок. Происходит это следующим образом.The technical result in the implementation of this utility model is to improve the aerodynamic characteristics of the GLA, namely, to change the aerodynamic drag and reduce vibration loads. It happens as follows.

Часть кинетической энергии набегающего воздушного потока ассимилируется бортовыми подсистемами, повышая общий энергоресурс летящего ГЛА путем преобразования этой энергии в химическую и электрическую энергии. В заявляемом техническом решении планер 1 и крылья 10 не защищаются от проникновения тепла аэродинамического нагрева извне, а активно впускают его внутрь через внешнюю оболочку 2. Под действием этого тепла в системе активной тепловой защиты 3 подготавливается термохимическая реакция. Реакция происходит с высоким эндотермическим эффектом, что обеспечивает охлаждение конструкции планера 1 и дельтовидных крыльев 10. Одновременно достигаются оптимальные параметры состояния топливной смеси и улучшается горение исходного углеводородного топлива в камере сгорания 6 ПВРД 4. Поток воздуха, входящий через воздухозаборник 7, ионизируется с помощью устройства для ионизации 8. Ионизированный поток поступает в МГД-генератор 5, в котором тормозится для получения энергии, подаваемой в блок генерации искусственных плазменных образований 9. Подавая плазменные образования (т.н. «плазменные копья») в различные зоны набегающего потока, можно управлять обтеканием, уменьшая аэродинамическое сопротивление аппарата. Одновременно повышается надежность несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок при наличии новых крыльев 10 дельтовидной формы. Это обеспечивается выполнением и расположением крыльев 10 дельтовидной формы в плоскости входного сечения воздухозаборника 7 двигателя 4.Part of the kinetic energy of the incoming air flow is assimilated by the airborne subsystems, increasing the total energy of the flying GLA by converting this energy into chemical and electrical energy. In the claimed technical solution, the glider 1 and wings 10 are not protected from the penetration of heat by aerodynamic heating from the outside, but actively let it in through the outer shell 2. Under the action of this heat, a thermochemical reaction is prepared in the active thermal protection system 3. The reaction occurs with a high endothermic effect, which ensures cooling of the structure of the airframe 1 and deltoid wings 10. At the same time, the optimal state of the fuel mixture is achieved and the combustion of the original hydrocarbon fuel in the combustion chamber 6 of the ramjet 4 is improved. The air flow entering through the air intake 7 is ionized using the device for ionization 8. The ionized stream enters the MHD generator 5, in which it is inhibited to obtain the energy supplied to the generation unit of artificial plasma REPRESENTATIONS 9. Feeding plasma formation (so-called "plasma lance") in different zones of the incident flow, can be controlled flow around, reducing aerodynamic drag device. At the same time, the reliability of the bearing surfaces increases due to the reduction of vibration loads in the presence of new delta-shaped wings 10. This is ensured by the implementation and location of the wings 10 of the deltoid shape in the plane of the inlet section of the air intake 7 of the engine 4.

Таким образом, поставленная задача достигается вышеперечисленной совокупностью заявленных существенных признаков, необходимых и достаточных для осуществления технического результата, а именно уменьшения аэродинамического сопротивления летательного аппарата.Thus, the task is achieved by the above set of claimed essential features necessary and sufficient for the implementation of the technical result, namely, to reduce the aerodynamic drag of the aircraft.

На предприятии были проведены опыты и математические расчеты применительно к обтеканию носовой части планера и дельтовидных крыльев при фиксированных значениях газодинамических параметров набегающего потока и расстояния между областью энергоподвода, носовой частью планера и дельтовидного крыла. И расчеты, и опыты, проведенные с разрядом типа «плазменное копье», показали, что заявленное техническое решение позволяет изменять лобовое сопротивление летательного аппарата на простых аэродинамических элементах (пластинка, конус) на 20-30%. Для питания использовался специальный источник постоянного тока.The company conducted experiments and mathematical calculations in relation to the flow around the bow of the glider and the deltoid wings with fixed values of the gas-dynamic parameters of the incoming flow and the distance between the energy supply region, the bow of the glider and the deltoid wing. Both calculations and experiments carried out with a discharge of the “plasma spear” type showed that the claimed technical solution allows the drag of the aircraft on simple aerodynamic elements (plate, cone) to be changed by 20-30%. A special DC source was used for power.

Аэродинамические характеристики ГЛА улучшаются, а именно изменяется аэродинамическое сопротивление летательного аппарата и повышается надежность несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок.The aerodynamic characteristics of the GLA are improved, namely, the aerodynamic resistance of the aircraft changes and the reliability of the bearing surfaces increases due to the reduction of vibration loads.

Claims (1)

Гиперзвуковой летательный аппарат, включающий планер с внутренней и внешней оболочками, между которыми расположена система активной теплозащиты, имеющая низкотемпературные и высокотемпературные каталитические реакторы химической регенерации тепла, прямоточный воздушно-реактивный двигатель со сверхзвуковым горением, снабжённый магнитогазодинамическим генератором, расположенным перед камерой сгорания двигателя, причём воздухозаборник двигателя имеет устройство для ионизации воздушного потока и блок генерации искусственного плазменного образования, отличающийся тем, что гиперзвуковой летательный аппарат снабжен крыльями дельтовидной формы с двойной стреловидностью по передней кромке, причём каждое крыло имеет внутреннюю и внешнюю оболочки, между которыми расположена система активной тепловой защиты, и соединено с центральной частью планера так, что начало крыла расположено в плоскости входного сечения воздухозаборника двигателя, при этом его размах, геометрическое удлинение и сужение соответствуют расчетным значениям в зависимости от требований надежности несущей поверхности за счет снижения вибрационных нагрузок.
Figure 00000001
A hypersonic aircraft, including a glider with inner and outer shells, between which there is an active thermal protection system, which has low-temperature and high-temperature catalytic reactors for chemical heat recovery, a ramjet engine with supersonic combustion, equipped with a magnetogasdynamic generator located in front of the engine combustion chamber, and the air intake the engine has a device for ionizing the air flow and an artificial plate generating unit variable formation, characterized in that the hypersonic aircraft is equipped with deltoid wings with double sweep along the leading edge, and each wing has an inner and outer shell, between which there is an active thermal protection system, and is connected to the central part of the glider so that the beginning of the wing is located in the plane of the inlet section of the engine air intake, while its span, geometric elongation and narrowing correspond to the calculated values depending on the reliability requirements and the bearing surface by reducing the vibration loads.
Figure 00000001
RU2013152606/11U 2013-11-26 2013-11-26 HYPERSONIC AIRCRAFT RU141645U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152606/11U RU141645U1 (en) 2013-11-26 2013-11-26 HYPERSONIC AIRCRAFT

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013152606/11U RU141645U1 (en) 2013-11-26 2013-11-26 HYPERSONIC AIRCRAFT

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU141645U1 true RU141645U1 (en) 2014-06-10

Family

ID=51218605

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013152606/11U RU141645U1 (en) 2013-11-26 2013-11-26 HYPERSONIC AIRCRAFT

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU141645U1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2663252C1 (en) * 2017-08-03 2018-08-03 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system
RU187985U1 (en) * 2018-05-11 2019-03-26 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем (ОАО "НИПГС") HYPERSONIC AIRCRAFT ENGINE WITH RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2663252C1 (en) * 2017-08-03 2018-08-03 Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Конверсия" Hydrocarbon fuel supply system for hypersonic aircraft and method of fuel supply to system
RU187985U1 (en) * 2018-05-11 2019-03-26 Открытое акционерное общество "Научно-исследовательское предприятие гиперзвуковых систем (ОАО "НИПГС") HYPERSONIC AIRCRAFT ENGINE WITH RECTANGULAR AIR-REACTIVE ENGINE

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8061657B2 (en) Method and apparatus for aircraft anti-icing
US8262031B2 (en) Co-flow jet aircraft
US9776710B2 (en) Wingtip vortex drag reduction method using backwash convergence
CN108349585A (en) Fluid propellant system and thrust and lifting force generator for aircraft
US10358208B2 (en) Hybrid flow control method for simple hinged flap high-lift system
CN110318878B (en) Aerospace plane active cooling system based on magnetofluid energy bypass
CN101975122B (en) Stabilized knocking engine with magnetic fluid energy bypath system
CN102673793A (en) Exhaust ejector system of airplane auxiliary power unit
CN104675558A (en) Stacked suction rocket operation method
RU141645U1 (en) HYPERSONIC AIRCRAFT
CN107380457A (en) A kind of stealthy unmanned plane dynamical system of Flying-wing
RU2531432C2 (en) Development of vtol aircraft drive forces and aircraft to this end
Yang et al. Research progress of hypersonic boundary layer transition control experiments
EP3034395B1 (en) Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
RU2415373C1 (en) Control method of flow of unpiloted aircraft
CN204575291U (en) A kind of turbine engine jet flow experiment analogue means
CN101576021A (en) Spiral type thrust engine
CN207141406U (en) A kind of stealthy unmanned plane dynamical system of Flying-wing
CN203769944U (en) Liquid gas hybrid turbojet engine
CN103726954B (en) The T-shaped layout of a kind of Rocket based combined cycle motor Rocket ejector
RU2432301C2 (en) Drone aircraft
CN113107703A (en) Spray tube air hole flow control structure
RU2559182C1 (en) Method of hypersonic aircraft active heat protection and aerodynamic drag
RU2172278C2 (en) Hypersonic flying vehicle
GB2522080A (en) Low weight aircraft engine intake pre-cooler

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20181127