RU2033945C1 - Летательный аппарат, система управления отсосом пограничного слоя, система управления вдувом в пограничный слой, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа и его взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкции летательных аппаратов на воздушной подушке, осуществляющих взлет и посадку с аэродромов любой категории. Результатом изобретения является возможность движения аппарата в приземном режиме и режиме свободного полета, взлет и посадка с неподготовленных аэродромов, высокоэффективная стабилизация и управление. Это достигается тем, что в летательном аппарате лобовая и кормовая части фюзеляжа, выполненного в виде крыла, симметричны. Силовая установка размещена внутри фюзеляжа. Газодинамическая система управления пограничным слоем снабжена устройством оптимизации расхода рабочего тела. Взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке и система управления пограничным слоем связаны с силовой установкой. На боковых поверхностях аппарата установлены блоки сопел. Описаны системы управления вдувом или отсосом пограничного слоя, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки и взлетно-посадочное устройство. 5 с. и 16 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам (ЛА), приспособленным для движения на воздушной подушке и осуществляющим взлет и посадку на аэродромах любой категории.

Как известно, показатель аэродинамического совершенства ЛА определяется коэффициентом аэродинамического качества К С_у/С_х, где C_у, С_х коэфициенты подъемной силы и аэродинамического сопротивления соответственно.

Из определения коэффициента аэродинамического качества следует, что для получения высоких значений К необходимо уменьшать аэродинамическое сопротивление ЛА или увеличивать подъемную силу.

Увеличить С_у можно за счет увеличения угла атаки несущих поверхностей ЛА. Однако при увеличении угла атаки на кормовой части поверхности крыльев может возникнуть отрыв пограничного слоя, который приведет к увеличению С_х, снижению С_у и как следствие к снижению коэффициента аэродинамического качества.

Для устранения отрыва потока от поверхности ЛА оснащают средством управления пограничным слоем, например устройством отсоса слоя. Такие устройства, как правило, требует больших дополнительных затрат, ухудшающих тяговые характеристики силовой установки. С помощью этих мер получить значительное повышение качества не представляется возможным, посколько увеличение С_у приводит к увеличению аэродинамического сопротивления за счет роста индуктивной составляющей С_хi С_у ²/Π_λ
Для уменьшения индуктивного сопротивления С_хi увеличивают относительное удлинение несущих поверхностей λ
На ЛА, выполненных в форме крыла, из-за больших площадей аппарата в плане потребные для полета значения С_у значительно ниже соответствующих значений С_у, которые необходимо иметь на крыльях самолетов одинаковой с ЛА грузоподъемностью. Низкие значения С_у даже при малых относительных удлинениях λ для ЛА, выполненных в форме крыла, позволяют иметь низкие значения индуктивного сопротивления С_хi. Однако могут возрасти другие составляющие сопротивления С_х С_хi + C_Xτ + C_хр + С_хQ, где С_х общее сопротивление; C_Xτ- сопротивление поверхностного трения; С_хр профильное сопротивление; С_хQ эквивалентное сопротивление, обусловленного энергозатратами на управление пограничным слоем.

Для ЛА в форме толстого крыла, совмещающего функции крыла и фюзеляжа, для присоединения внешнего потока на кормовой поверхности необходимо управлять течение в пограничном слое. Энергозатраты на систему управления пограничным слоем (УПС) учитываются эквивалентным сопротивлением С_хQ, целиком зависят от совершенства системы УПС и определяющим образом влияют на аэродинамическое качество ЛА.

Известен ЛА в форме крыла, в кормовой части верхней поверхности которого образованы отверстия для отсоса воздуха из пристеночного течения. Отсос воздуха осуществляется двигателем с авиационным винтом, размещенным внутри крыла в наклонном канале, который открыт со стороны полости крыла и сообщен с внешней средой со стороны днища ЛА [1] При полете ЛА винт создает разрежение в полости крыла, воздух через отверстие отсасывается с кормовой части крыла и через наклонный канал выбрасывается в сторону кормы, создавая подъемную силу и обеспечивая горизонтальный полет аппарата.

Такой ЛА обладает достаточно малым лобовым сопротивлением за счет обеспечения безотрывного обтекания профиля, однако его работа связана со значительными энергетическими затратами С_хQ, обусловленными большими количествами отбираемого воздуха и высоким уровнем сопротивления трения C_Xτ на кормовой поверхности, вызванным отбором воздуха через обтекаемую поверхность. Кроме того, взлетно-посадочная система аппарата несовершенна. Она не позволяет осуществлять стабилизацию ЛА при движении вблизи неровной поверхности на приземном режиме.

Известны ЛА, носящие название "экранопланов", сочетающие в своей конструкции элементы корабля и самолета [2] Фюзеляж экраноплана в основном той же формы, что и у обычного самолета, однако крылья значительно короче и хорда крыла соизмерима с длиной фюзеляжа. Под крыльями формируется воздушная подушка, ограниченная по бокам надувными скегами. Скеги, выполненные в виде пневмобаллонов, позволяют круглосуточно эксплуатировать ЛА и на воде, и в условиях битого льда.

В передней части ЛА установлены двигатели с воздушными винтами, воздух из которых направляется на крыло для образования динамической воздушной подушки.

Экранопланы способны выходить на пологий берег для посадки пассажиров и технологического обслуживания, однако они обладают низким коэффициентом аэродинамического качества в свободном полете.

Известен ЛА, содержащий фюзеляж в форме толстого крыла малого удлинения с двумя боковыми стабилизирующими крыльями и размещенными на них двигателями, устройство управления пограничным слоем, средства для создания искусственной передней точки торможения потока и задней кромки во время полета ЛА, систему формирования воздушной подушки, а также средства управления движением и стабилизации [3]
Центральная часть ЛА, имеющая форму толстого аэродинамического профиля, плавно сопряжена с крыльями. Днище центральной части выполнено плоским и плавно сопряжено с верхней поверхностью ЛА.

Двигатели установлены на концах крыльев. Предусмотрен поворот двигателей относительно горизонтальных осей для создания необходимого продольного момента при взлете ЛА.

Устройство УПС выполнено в виде размещенного в кормовой части фюзеляжа коллектора, сообщенного посредством щелей с областью пристеночного течения. Во входной части коллектора установлено устройство для создания в нем разрежения с помощью блоков вентиляторов. Использованная система УПС энергоемкая из-за высоких потребных мощностей приводов вентиляторов, необходимых для отсасывания воздуха из зон низкого давления на поверхности ЛА и вдува его в зоны высокого давления вблизи задней кромки ЛА.

Кроме того, потребная мощность вентилятора увеличена из-за излишне большого количества воздуха, отсасываемого из зоны низкого давления. В соответствии с законами управления пограничным слоем необходимое для создания безотрывного обтекания количество отсасываемого или вдуваемого воздуха интенсивно растет вниз по потоку с приближением к задней кромке. В рассмотренной схеме количество отсасываемого воздуха равно количеству вдуваемого в окрестности кормовой кромки. Согласно закону управления количество отсасываемого воздуха в предложенной схеме должно быть в несколько раз меньше вдуваемого вблизи кормы. Нарушение закона управления приводит к росту энергозатрат на привод вентилятора С_хQ и падению аэродинамического качества ЛА. Излишне большой отсос приводит к росту сопротивления трения C_Xτ что ведет к снижению аэродинамического качества.

Кроме того, аэродинамическое качество ЛА снижено выбранной формой профиля, обладающей высоким профильным сопротивлением С_хр. Множество выступающих за обод профиля элементов конструкции ЛА также увеличивают профильное сопротивление и снижают аэродинамическое качество.

Устройство для создания искусственной передней линии торможения и задней кромки обеспечивает уменьшение сопротивления ЛА на крейсерском режиме полета. Однако фиксирование передней линии торможения (линии растекания потока) приводит к необходимости установки на ЛА мощных органов управления по тангажному каналу в виде поворотных двигателей. Такое управление на взлетно-посадочных режимах связано с потерей тяги и снижением тяговооруженности ЛА, т. е. с улучшением его взлетно-посадочных характеристик.

Устройство для стабилизации движения ЛА на воздушной подушке, содержащее центральное сопло и периферийные сопла, является инерционным. Оно не позволяет обеспечить стабилизацию ЛА по каналам крена и тангажа при движении на воздушной подушке из-за большой инерционности процессов перестройки течения и поля давления под аппаратом.

Задача предлагаемого изобретения заключается в разработке ЛА, позволяющего по сравнению с прототипом осуществлять движение не только в приземном режиме, но и в режиме свободного полета с высоким аэродинамическим качеством; взлет и посадку с неподготовленных аэродромов и с воды; стабилизацию и управление движением ЛА на всех режимах, включая взлет и посадку.

Для этого в ЛА, содержащем фюзеляж в виде несущего крыла, силовую установку, газодинамическую систему управления пограничным слоем, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки, взлетно-посадочное устройство в виде воздушной подушки, системы управления движением и стабилизации, лобовая и кормовая части фюзеляжа выполнены симметричными, силовая установка размещена внутри фюзеляжа, выполнена в виде турбореактивных двигателей, газодинамическая система управления пограничным слоем снабжена устройством оптимизации расхода рабочего тела в процессе воздействия на пристеночный участок, взлетно-посадочное устройство и система управления пограничным слоем функционально связаны с системой управления движением и силовой установкой, а система стабилизации выполнена в виде блоков сопел, установленных на боковых поверхностях ЛА.

Верхняя поверхность фюзеляжа выполнена в виде цилиндрического сегмента, сопряженного с боковыми поверхностями сферической формы.

Силовая установкам может быть размещена в полостях боковых поверхностей, при этом отсек для полезного груза образован полостью цилиндрического сегмента.

Силовая установка может быть размещена в полости цилиндрического сегмента, при этом отсек для полезного груза образован полостями боковых поверхностей.

Система управления отсосом из пограничного слоя, содержащая газодинамическое средство воздействия на пристеночный поток, включающее полости, выполненные в кормовой части фюзеляжа, открытые со стороны внешнего течения, газоводы магистрали и источник низкого давления, сообщенный с полостями вихревых ячеек газодинамическим трактом, снабжена устройством оптимизации расхода рабочего тела, а каждая полость снабжена обтекаемым телом, образующим со стенками полости вихревую ячейку в виде кольцевого канала.

Устройство оптимизации расхода рабочего тела выполнено в виде эжекторов, сообщающих полости вихревых ячеек с газодинамическим трактом, при этом в проточных сечениях магистрали, эжекторов и газодинамического тракта установлены поворотные заслонки.

Эжекторы выполнены в виде каналов, соединяющих полости вихревых ячеек с проточной частью газодинамического тракта.

На поверхности фюзеляжа выполнены щели с поворотными заслонками, сообщающие проточную часть газодинамического тракта с областью разрежения.

Входная часть газодинамического тракта выполнена в виде ресивера с диффузором, а щели, сообщающие тракт с областью разрежения, выполнены на верхней стенке ресивера.

Источник низкого давления образован эжектором на входе турбореактивного двигателя.

В системы управления вдувом в пограничный слой, содержащей газодинамическое средство воздействия на пристеночных поток, последнее выполнено в виде источника тангенциального вдува, размещенного вверх по потоку от вихревой ячейки с возможностью вдува в пограничный слой в направлении открытой части полости вихревой ячейки.

Устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа ЛА, содержащее средство разделения потока, выполнено в виде разделительной поверхности, разграничивающей потоки, обтекающие верхнюю и нижнюю части фюзеляжа.

Разделительная поверхность может быть образована по меньшей мере частью сопла турбореактивного двигателя или частью аэродинамических поверхностей в виде стабилизаторов и поверхностей газовых рулей или в виде пластин.

Взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке ЛА, содержащее щелевое сопло с поворотной стенкой, размещенное на днище ЛА, снабжено боковыми скегами, установленными с возможностью изменения их положения, и управляющим профилированным поворотным щитком, установленным в кормовой части днища между скегами, при этом сопло газодинамически связано с силовой установкой.

Газодинамическая связь выполнена в виде газодинамического тракта, соединенного с силовой установкой посредством газовода с разделителем потока, а на лобовой части фюзеляжа установлены воздухозаборники, соединенные с газодинамическим трактом.

Нижняя стенка щелевого сопла выполнена поворотной.

Взлетно-посадочное устройство снабжено дополнительно поворотным щитком, установленным на средней части днища ЛА перед поворотным профилированным щитком с возможностью регулировки положения центра давления на днище.

Скеги снабжены приводом их перемещения. Скеги выполнены в виде установленных в металлических кассетах пневмобаллонов, снабженных системой клапанов.

На фиг. 1 изображен ЛА; на фиг. 2 то же, вид спереди; на фиг. 3 газодинамическая система ЛА, вид сверху; на фиг. 4 схема течения в газодинамическом тракте системы формирования воздушной подушки; на фиг. 5 взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке, вид со стороны скег; на фиг. 6 вариант устройства с отбором воздуха из газодинамического тракта на воздушную подушку; на фиг. 7 сечение ЛА с системой УПС; на фиг. 8 вихревая ячейка, продольное сечение; на фиг. 9 начальный участок газодинамического тракта системы УПС с ячейкой без эжектора; на фиг. 10 схема взаимодействия потоков в кормовой части ЛА.

Фюзеляж ЛА выполнен в форме несущего крыла малого удлинения и состоит из центральной части центроплана 1 и двух боковых поверхностей 2.

Лобовая и кормовая части фюзеляжа взаимно симметричны.

Форма выполнения верхней поверхности центроплана 1 может соответствовать, например, цилиндрическому сегменту, а боковой поверхности 2 сферической поверхности, плавно сопряженной с поверхностью центроплана.

Нижняя поверхность фюзеляжа является плоской и скругленной на стыке с верхей поверхностью.

Условиями, определяющими форму поверхности корпуса, являются симметричность эпюр статического давления на лобовой и кормовой частях при безотрывном обтекании поверхности, различие эпюр статического давления на верхней и нижней поверхностях.

На боковых поверхностях 2 могут быть установлены короткие крылья 3 с элеронами, а на кормовой части обтекателей стабилизатор 4 с элеронами и щитками 5. Силовая установка, выполненная в виде турбореактивных двигателей (ТРД) 6 с плоскими соплами 7, размещается в центроплане 1 в изолированных от пассажирского салона отсеках. Плоские сопла 7 оснащаются газовыми рулями 8 для управления по каналу тангажа и устройством 9 реверса тяги.

На верхней поверхности центроплана 1 в кормовой части в поперечном направлении ЛА выполнен ряд открытых со стороны внешнего течения полостей 10 с размещенными в них обтекаемыми телами 11. Полости 10 с телами 11 образуют вихревые ячейки системы УПС, название которых отражает особенность механизма взаимодействия внешнего течения с замкнутым кольцевым потоком (вихрем), формирующимся вокруг тела 11. В зависимости от средства воздействия на пограничный слой, вызывающего его присоединение к кормовой части поверхности, вихревая ячейка может функционировать как механизм отсоса пограничного слоя и как элемент, способствующий преодолению потоком неблагоприятного градиента за счет вдува тангенциальной струи воздуха (сдув пограничного слоя). В первом случае вихревые ячейки снабжены эжектором в виде канала 12, сообщающего полость 10 ячейки с проточной частью общего для всех ячеек газодинамического тракта 13, соединенного с источником низкого давления. В качестве последнего может использоваться вход в ТРД 6, снабженный эжектором 14.

В случае сдува пограничного слоя из конструкции вихревой ячейки исключается эжектор 14, а на поверхности ЛА размещается источник 15 тангенциального вдува в пограничный слой в сторону открытой части вихревой ячейки.

Вариант выполнения вихревых ячеек со вдувом может использоваться для первых по потоку ячеек. Такое выполнение ячеек требует меньших разрежений в тракте системы УПС, но при этом для присоединения оторвавшегося внешнего потока от поверхности необходимо значительно больше отсасывать воздуха, чем в основной схеме УПС с согласующими эжекторами во всех вихревых ячейках.

Входная часть газодинамического тракта 13 может быть выполнена в виде ресивера 16 с диффузором, который сообщен посредством щелей 17 с поворотными заслонками 18 с зоной наиболее низкого давления на поверхности ЛА, которая, как правило, имеет место на верхней поверхности фюзеляжа. Соединение тракта 13 с зоной максимального разрежения на ЛА позволяет в случае отказа двигателя поддерживать работу системы УПС. Ресивер 16 объединяет газодинамические тракты двигателей, расположенных по левому и правому бортам.

В магистрали 19, соединяющей гидродинамический тракт 13 с источником 20 низкого давления, в самом тракте 13, а также в каналах 12 могут быть установлены управляющие заслонки 21-23, регулирующие скорость эжекции воздуха из вихревых ячеек. Заслонки 23 служат для настройки согласующих эжекторов вихревых ячеек на оптимальный закон отсоса.

Для поддержания устойчивого режима обтекания ЛА с кормовой части аппарата устанавливается устройство фиксации положения схода потока с задней кромки. Это устройство устраняетнерегулярность начала взаимодействия потоков, обтекающих верхнюю и нижнюю поверхности фюзеляжа на разделительной поверхности 24 в кормовой части, что приводит к стабилизации потоков и улучшает аэродинамические характеристики ЛА. Разделительная поверхность в рассмотренном примере образована поверхностью плоского сопла 7, частью аэродинамической поверхности хвостового стабилизатора 4, а также специально для этого установленной пластиной 25. Кроме того, распределительная поверхность может быть образована газовым рулем 8.

Взлетно-посадочное устройство ЛА на воздушной подушке выполнено в виде щелевого сопла 26, соединенного газодинамическим трактом 27 с воздухозаборниками 28 на лобовой поверхности аппарата. Проточная часть тракта 27 соединена посредством газоводов 29 с вторым контуром ТРД 6, на выходе которого установлен разделитель 30 газового потока. На днище ЛА установлены боковые скеги 31, функционирующие в качестве бокового ограждения воздушного потока и амортизирующих опорных элементов.

Скеги снабжены механизмом, позволяющим обеспечить их наклон (пунктир на фиг. 5) для создания угла тангажа. С целью улучшения аэродинамических характеристик ЛА скеги снабжены приводом их уборки в полетное положение. Скеги 31 могут быть выполнены, например, в виде размещенных в металлических кассетах 32 пневмобаллонов 33 с системой клапанов 34. Устройство газодинамического тракта 27 может быть различным в зависимости от типа ТРД. Так, при отборе воздуха от двигателя с давлением, большим 1,1 ˙10⁵ Па, можно использовать входной эжектор, повышающий эффективность системы формирования воздушной подушки. Для этого в газодинамическом тракте устанавливается эжектор 35. Пассивный воздух на эжектор поступает с воздухозаборника 28, а активный из двигателя по газоводу 29. Эжектор 35 снижает уровень давления в потоке, поступающим в сопло 26 воздушной подушки, одновременно увеличивая количество подаваемого воздуха. Такое действие эжектора благоприятно для увеличения высоты зависания ЛА над поверхностью взлетно-посадочной полосы (ВПП) и для снижения силового воздействия воздушной струи на поверхность ВПП.

Если в силовой установке ЛА использованы низконапорные вентиляторы со степенью сжатия Π₈ ≅ 1,10, то применение эжектора 35 с воздухозаборником 28 нецелесообразно. В этом случае газодинамический тракт 27 соединяется непосредственно с трактом двигателя (фиг. 6). Такое выполнение системы формирования воздушной подушки приводит уменьшению веса ЛА.

Для регулирования параметров воздушной струи, истекающей в полость воздушной подушки, нижняя стенка сопла 26 выполнена поворотной.

Сопло 26 может работать и во время полета ЛА. Для этого режима возможно переключение воздуха с сопла воздушной подушки на основное тяговое сопло. На днище ЛА между скегами 31 установлены регулирующие давление в зоне воздушной подушки поворотные щитки 36 и 37.

Щиток 36 установлен в центральной части днища и служит для перекрытия подфюзеляжного пространства и смещения центра давления на днище в сторону лобовой части ЛА для уменьшения нагрузки на систему управления, обеспечивающую необходимый угол атаки ЛА при взлете и на режиме посадки.

Шток 37 установлен в кормовой части днища. При повороте он регулирует расход воздуха из зоны воздушной подушки, обеспечивая необходимый режим ее формирования при взлете ЛА. Кроме того, щиток 37 функционирует и в полете ЛА как элемент управления движения ЛА на режиме захода на посадку.

Для устранения возмущений движения ЛА на воздушной подушке по неровному грунту или неспокойной воде используется газоструйная система стабилизации. Она включает блок сопел 38, установленный в концевой части крыла 3, который осуществляет управление ЛА по курсу и крену. Проточная часть сопел сообщается каналом 39 с выходом ТРД 6.

Устройства ЛА на всех режимах полета работают следующим образом.

Перед включением двигателей 6 задний щиток 37 переводится в открытое положение, при котором он располагается параллельно днищу ЛА. Передний щиток 36 устанавливается в открытое положение для снижения скорости воздушной струи, истекающей из плоского сопла воздушной подушки. Включается устройство 9 реверса тяги. Запускаются двигатели и выводятся на режим максимальной тяги. От разделителей 30 газового потока по газоводу 29 напорный воздух поступает в эжектор 35 воздушной подушки, который через воздухозаборник 28 подсасывает воздух и направляет его по тракту 27 в сопло воздушной подушки. Из полости воздушной подушки воздух интенсивно истекает через кормовую часть, создавая под днищем ЛА разрежение, удерживающее ЛА от перемещения по ВПП.

После прожига двигателей их обороты снижаются до малых, задний щиток 37 переводится в положение, закрывающее выход воздуха из полости воздушной подушки, реверс тяги отключается и двигатели выводятся на режим максимальной тяги. ЛА поднимается на воздушной подушке и начинает движение вдоль ВПП с набором скорости. Напорный воздух, поступающий на сопла 38, с помощью системы стабилизации и управления позволяет стабилизировать ЛА по крену и управлять его курсом. Газовые рули 8 стабилизируют ЛА по каналу тангажа. Заслонки 18 закрыты, заслонки 21 открыты и источник 20 низкого давления создает разрежение в газодинамическом тракте 13, ресивере 16 и канале 12. Запускается система согласующих эжекторов, отсасывающих воздух из вихревых ячеек и отсасывающих внешний воздушный поток с поверхности ЛА в кормовой части. По мере набора скорости и появления аэродинамической подъемной силы задний щиток 37 постепенно открывается. В момент отрыва ЛА аэродинамическая сила должна полностью разгружать его вес. Воздушная подушка больше не нужна и задний щиток 37 должен быть установлен в открытое положение (параллельно днищу ЛА), не препятствующее истечению воздушной струи из щелевого сопла 26, которое с помощью входного эжектора 35 позволяет создать тягу, превышающую потери тяги двигателей, связанные с отбором воздуха на воздушную подушку. Добавка тяги улучшает динамику разгона ЛА и ускоряет набор высоты.

До момента взлета газовые рули 8 удерживают ЛА в горизонтальном положении по каналу тангажа (направляют струю вниз и прижимают нос ЛА). В момент взлета газовые рули перекладываются для создания кабрирующего момента. В этот же момент поворотная стенка сопла 26 сужает его проточную часть, увеличивая тем самым скорость истечения струи, что также ведет к созданию кабрирующего момента. Кабрирующий момент может быть увеличен выдвижением дополнительного щитка 36. В момент перекладки газового руля за счет экранного эффекта ЛА поднимается на высоту 0,1-0,2 центральной хорды корпуса, поворачивается по тангажу на положительный угол с помощью перечисленных продольных кабрирующих моментов и начинает набирать высоту. По мере набора высоты газовые рули переводятся в горизонтальное положение, а ЛА переходит на крейсерский режим полета с малым углом атаки.

Система управления пограничным слоем перед началом эксплуатации ЛА настраивается на оптимальный закон отсоса из вихревых ячеек. Для этого регулируются с помощью заслонок 23 согласующие эжекторы-каналы 12 для всех вихревых ячеек.

На крейсерском режиме осуществляется оптимизация режима работы системы УПС. Для этого при неизменности режима работы двигателей и при фиксированном положении других органов управления движением ЛА производится поиск оптимального положения заслонок 21 по условию максимальной скорости ЛА. Выбор в качестве целевой функции условия для максимальной скорости движения ЛА позволяет учесть влияние уровня отсоса из вихревых ячеек на распределение давления на поверхности ЛА, т. е. учесть влияние отсоса на величину профильного С_х и индуктивного С_хiсопротивлений. Кроме того, учитывается влияние отсоса на величину силы трения в зоне расположения вихревых ячеекк C_Xτ на величину потери тяги двигателями С_хQ. Поскольку уровень отсоса прямым образом зависит от положения заслонки 21, оптимальное положение заслонки 21 соответствует минимуму суммарного сопротивения, т. е. режиму полета на максимальном аэродинамическом качестве.

При оптимальном положении заслонок 21 в вихревых ячейках формируются устойчивые присоединенные вихри (сплошные линии на фиг. 8), вращающиеся под действием перепада давления, имеющего место во внешнем присоединенном к поверхности ЛА потоке. При оптимальном положении заслонки 21 осуществляется полет ЛА на крейсерском режиме с максимально возможным для ЛА аэродинамическим качеством.

На взлетно-посадочных режимах заслонки 21 открыты полностью и через каналы А и Б вихревых ячеек осуществляется интенсивный отсос воздуха (пунктирные линии на фиг. 8). В этом случае отсос воздуха в системе УПС излишне большой и не обеспечивает оптимальный режим работы системы.

Особенно большое отличие от оптимального режима имеет место при малых скоростях движения ЛА. Однако такой режим способствует устойчивому присоединению потока на кормовой поверхности ЛА при больших углах атаки, порывах ветра, боковой обдувки и других возмущающих факторах. По мере набора скорости полета отличие режима работы системы УПС от оптимального уменьшается. Одновременно уменьшаются угол атаки и другие возмущающие факторы.

Возможны варианты, когда, используя автоматическую систему управления, обеспечивают оптимальный режим работы системы УПС на всех режимах полета. В этом случае управление положением заслонки 21 должно выполняться по другой целевой функции.

При аварийном отключении двигателей работающие двигатели должны обеспечить необходимый уровень разрежения в ресивере 16. Для этого должно быть изменено положение заслонок 21 в газовых тактах работающих двигателей. Заслонки 21 в газовых трактах отключенных двигателей должны быть закрыты.

При аварийном отключении всех двигателей все заслонки 21 закрываются, а заслонки 18 открываются. В этом режиме вихревые ячейки системы УПС продолжают работать под действием перапада давления между зоной максимального разрежения на корпусе ЛА и давлением вблизи кормовой кромки ЛА. Под этим перепадом давления осуществляется движение воздуха по каналу 12 и сохраняется режим отсоса из вихревых ячеек с помощью согласующих эжекторов.

На режиме аварийного отключения всех двигателей возможен срыв потока с последних (крайних к кормовой кромке) ячеек. В этом случае значительно возрастает профильное сопротивление корпуса и значительно уменьшается подъемная сила. При отключении всех двигателей ЛА должен идти на посадку и совершать ее, используя экранный эффект.

Устройство фиксации положения линии схода потоков совместно с системой УПС обеспечивает устойчивое безотрывное обтекание корпуса ЛА на всех режимах полета.

При заходе на посадку вначале производится снижение скорости движения ЛА без потери высоты. Для этого постепенно закрывается щиток 37 так, чтобы росло сопротивление, снижалась скорость движения и величина подъема силы оставалась практически неизменной или незначительно уменьшалась.

При полностью отклоненном заднем щитке 37, начиная с некоторой скорости, величина подъемной силы уменьшается, что приводит к снижению высоты полета. Для того, чтобы это снижение не было излишне быстрым, с помощью аэродинамических или газовых рулей 8 увеличивают угол атаки α, но не более 80% от критического угла α_кр, при котором происходит отрыв потока от поверхности. При подходе к ВПП на ЛА, имеющих устройство для выдвижения скег и изменения их угла наклона по отношению к ЛА, производится их установка в положение "Посадка". В положении, когда скеги располагаются параллельно ВПП, а ЛА устанавливается под углом тангажа к ВПП производится горизонтальное движение ЛА на малой высоте с учетом экранного эффекта и воздушной подушки. Этот участок выравнивания ЛА заканчивается закрытием заслонок 27, что ведет к резкой потере силы и росту сопротивления движения ЛА. При потере подъемной силы ЛА опускается на воздушную подушку и дальнейшее движение осуществляется только на ней. При переходе на воздушную подушку двигатели переводятся на малый паз, включается реверс тяги и вновь двигатели выводятся на полный газ для торможения механизмом реверса тяги. В момент окончательного торможения ЛА полностью открывается задний щиток 37 и осуществляется прижатие ЛА в ВПП, после чего двигатели выключаются. Положение переднего щитка на режиме посадки остается неизменным до момента вывода ЛА на участок выравнивания вблизи ВПП. В момент вывода ЛА на участок выравнивания передний щиток открывается, что ведет к снижению скорости истечения струи из сопла воздушной подушки и предотвращает отрыв пограничного слоя от стенок сопла. При движении ЛА вблизи ВПП стабилизация по крену и управление по каналу курса осуществляются с помощью газоструйных рулей сопел 38, а стабилизация по каналу тангажа с помощью газовых рулей 8. На участке свободного полета управление по каналам крена и тангажа может осуществляться с помощью аэродинамических рулей.

Проведенные в результате проектно-конструкторских разработок расчетные и экспериментальные исследования свидетельствуют о высоком уровне летно-технических характеристик ЛА:
аэродинамическое качество на крейсерских режимах полета К 18-25;
удельный расход топлива g_т 0,11-0,14 г/пассаж·км;
взлет и посадка с аэродромов любой категории, включая воду.

Такие характеристики удалось получить благодаря сложному сочетанию выбранной формы несущего корпуса ЛА, экономической системы управления пограничным слоем и устройства воздушной подушки.

Claims (21)

1. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж в виде несущего крыла, силовую установку, газодинамическую систему управления пограничным слоем, устройство фиксации положения схода потока с задней кромки, взлетно-позадочное устройство в виде воздушной подушки, системы управления движением и стабилизации, отличающийся тем, что в нем лобовая и кормовая части фюзеляжа выполнены симметричными, силовая установка размещена внутри фюзелажа и выполнена в виде турбореактивных двигателей, газодинамическая система управления пограничным слоем снабжена устройством оптимизации расхода рабочего тела в процессе воздействия на пристеночный участок, взлетно-посадочное устройство и система управления пограничным слоем функционально связаны с системой управления движением и силовой установкой, а система стабилизации выполнена в виде блоков сопл, установленных на боковых поверхностях летательного аппарата.

2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что верхняя поверхность фюзеляжа выполнена в виде цилиндрического сегмента, сопряженного с боковыми поверхностями сферической формы.

3. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что силовая установка размещена в полостях боковых поверхностей, при этом отсек для полезного груза образован полостью цилиндрического сегмента.

4. Аппарат по пп.1 и 2, отличающийся тем, что силовая установка размещена в полости цилиндрического сегмента, при этом отсек для полезного груза образован полостями боковых поверхностей.

5. Система управления отсосом пограничного слоя, содержащая газодинамическое средство воздействия на пристеночный поток, включающее полости, выполненные в кормовой части фюзеляжа, открытые со стороны внешнего течения, газоводы, магистрали и источник низкого давления, сообщенный с полостями вихревых ячеек газодинамическим трактом, отличающаяся тем, что она снабжена устройством оптимизации расхода рабочего тела, а каждая полость снабжена обтекаемым телом, образующим со стенками полости вихревую ячейку в виде кольцевого канала.

6. Система по п.5, отличающаяся тем, что устройство оптимизации расхода рабочего тела выполнено в виде эжекторов, сообщающих полости вихревых ячеек с газодинамическим трактом, при этом в проточных сечениях магистрали, эжекторов и газодинамического тракта установлены поворотные заслонки.

7. Система по п.6, отличающаяся тем, что эжекторы выполнены в виде каналов, соединяющих полости вихревых ячеек с проточной частью газодинамического тракта.

8. Система по п.5, отличающаяся тем, что на поверхности фюзеляжа выполнены щели с поворотными заслонками, сообщающие проточную часть газодинамического тракта с областью разряжения.

9. Система по пп.5 и 8, отличающаяся тем, что входная часть газодинамического тракта выполнена в виде ресивера с диффузором, а щели, сообщающие тракт с областью разряжения, выполнены на верхней стенке ресивера.

10. Система по п.5, отличающаяся тем, что источник низкого давления образован эжектором на входе или выходе турбореактивного двигателя.

11. Система управления вдувом в пограничный слой, содержащая газодинамическое средство воздействия на пристеночный поток, отличающаяся тем, что средство выполнено в виде источника тангенциального вдува, размещенного вверх по потоку от вихревой ячейки с возможностью вдува в пограничный слой в направлении открытой части полости вихревой ячейки.

12. Устройство фиксации положения схода потока с задней кромки фюзеляжа летательного аппарата, содержащее средство разделения потока, отличающееся тем, что оно выполнено в виде разделительной поверхности, разграничивающей потоки, обтекающие верхнюю и нижнюю части фюзеляжа.

13. Устройство по п.12, отличающееся тем, что разделительная поверхность образована по меньшей мере частью сопла турбореактивного двигателя.

14. Устройство по п.12, отличающееся тем, что разделительная поверхность образована по меньшей мере частью аэродинамических поверхностей в виде стабилизаторов и поверхностью газовых рулей.

15. Устройство по п.12, отличающееся тем, что разделительная поверхность выполнена в виде пластины.

16. Взлетно-посадочное устройство на воздушной подушке летательного аппарата, содержащее щелевое сопло с поворотной стенкой, размещенное на днище летательного аппарата, отличающееся тем, что оно снабжено боковыми скегами, установленными с возможностью изменения их положения, и управляющим профилированным поворотным щитком, установленным в кормовой части днища между скегами, при этом сопло газодинамически связано с силовой установкой.

17. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что газодинамическая связь выполнена в виде газодинамического тракта, соединенного с силовой установкой посредством газовода с разделителем потока, а на лобовой части фюзеляжа установлены воздухозаборники, соединенные с газодинамическим трактом.

18. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что нижняя стенка щелевого сопла выполнена поворотной.

19. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что оно снабжено дополнительным поворотным щитком, установленным на средней части днища летательного аппарата перед поворотным профилированным щитком с возможностью регулировки положения центра давления на днище.

20. Устройство по п.16, отличающееся тем, что скеги снабжены приводом их перемещения.

21. Устройство по пп.16 и 20, отличающееся тем, что скеги выполнены в виде установленных в металлических кассетах пневмобаллонов, снабженных системой клапанов.

Images