RU2274585C2

RU2274585C2 - Method for variation of aerodynamic characteristics of flight vehicle and device for its realization

Info

Publication number: RU2274585C2
Application number: RU2003127015/11A
Authority: RU
Inventors: Владимир Михайлович Низовцев (RU); Владимир Михайлович Низовцев
Original assignee: Фонд интеллектуальных технологий; Владимир Михайлович Низовцев; Низовцев Юрий Михайлович
Priority date: 2003-09-05
Filing date: 2003-09-05
Publication date: 2006-04-20
Also published as: RU2003127015A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: the device is designed for a flight vehicle having a fuselage, jet engine, fuel system, carrying planes and control sections. The device has a source of offtaken gas, which through sealed lines is connected to the zones of local blowing-out of gas to the boundary layer of air flow on the surfaces the flight vehicle. Each zone of local blowing-out of gas is made on the surface of the carrying plane or fuselage, or control sections with a penetrable porous insert with a cross-sectional area of the ducts in the porous insert within 50 to 60% of the area of the insert proper by 10-15 times less than the distance between the adjacent inserts, a flat rectangular slot for a break of the boundary layer is made before each insert and in parallel with it.

EFFECT: reduced drag force and fuel consumption.

10 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей сверхзвуковых летательных аппаратов.The invention relates to aviation technology and allows, in particular, to increase the lifting force of the bearing planes of supersonic aircraft.

Известны сверхзвуковые самолеты (см. «Проектирование самолетов». Учебник для вузов/ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение, 1983, с.603, рис.V-25), например сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд», который имеет стреловидное крыло, фюзеляж, четыре турбореактивных двигателя (ТРД), расположенных непосредственно под крылом, баки с топливом. Недостатком этого технического решения является то, что оно не позволяет существенно изменять подъемную силу летательного аппарата, в частности значительно увеличивать ее, за счет чего можно было бы при тех же характеристиках двигателей увеличить число пассажирских мест (коммерческую нагрузку) или крейсерскую скорость полета, а также максимальную высоту и расчетную дальность полета.Known supersonic aircraft (see. "Designing aircraft." A textbook for high schools / S. M. Eger, V. F. Mishin, N. K. Liseytsev and others. M .: Engineering, 1983, S. 603, Fig. V- 25), for example, the Concord supersonic passenger plane, which has a swept wing, a fuselage, four turbojet engines (turbojet engines) located directly under the wing, and fuel tanks. The disadvantage of this technical solution is that it does not significantly change the lift of the aircraft, in particular, significantly increase it, due to which it would be possible to increase the number of passenger seats (commercial load) or cruising flight speed with the same engine characteristics, as well as maximum altitude and estimated range.

Известно устройство газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата (патент РФ №2148179, опубл. 27.04.2000 г.). В конструкцию устройства входит двигатель, канал воздухозаборника, канал выхлопных газов двигателя, рулевая поверхность, удлинительная труба двигателя, которая служит каналом подвода выхлопных газов к рулевой поверхности. При этом к удлинительной трубе организован подвод воздуха с более низкой температурой, чем выхлопные газы двигателя. Конструкция устройства газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата недостаточно эффективна для решения задачи увеличения подъемной силы сверхзвукового летательного аппарата, так как срез (выходное сечение) выхлопного сопла двигателя располагается у задней кромки крыла, а поток газа, истекающий из сопла, сложно развернуть и направить на крыло к передней кромке. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов. Кроме того, в сверхзвуковом потоке дополнительный дозвуковой обдув на больших высотах не повлияет существенно на величину подъемной силы, а реализация обдува затруднена из-за возникающих на крыле скачков уплотнения.A device is known for gas-dynamic blowing of the steering surface of an aircraft (RF patent No. 2148179, publ. 04/27/2000). The design of the device includes an engine, an air intake channel, an engine exhaust channel, a steering surface, an engine extension pipe, which serves as a channel for supplying exhaust gases to the steering surface. In this case, an air supply with a lower temperature than the exhaust gases of the engine is organized to the extension pipe. The design of the device for gas-dynamic blowing of the steering surface of the aircraft is not effective enough to solve the problem of increasing the lifting force of a supersonic aircraft, since the cut (output section) of the engine exhaust nozzle is located at the trailing edge of the wing, and the gas flow emerging from the nozzle is difficult to deploy and direct to the wing to the leading edge. It is also difficult to provide cooling of a large mass of exhaust gases. In addition, in a supersonic flow, additional subsonic airflow at high altitudes will not significantly affect the magnitude of the lifting force, and the implementation of airflow is difficult due to shock waves arising on the wing.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, включающего два реактивных двигателя, компрессор каждого из которых является источником отбираемого газа, который присоединен через регулирующие элементы герметичной магистралью к зонам локального выдува на каждой консоли крыла (патент США №4099691). Основным недостатком данной конструкции является сравнительно незначительное влияние выдуваемого газа на величину подъемной силы летательного аппарата.Closest to the claimed technical solution is a system for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft, including two jet engines, the compressor of each of which is a source of sampled gas, which is connected through regulating elements by a sealed line to the local blowing zones on each wing console (US patent No. 4099691). The main disadvantage of this design is the relatively insignificant effect of the blown gas on the lift of the aircraft.

Изобретение направлено на решение задачи изменения подъемной силы летательного аппарата в широких пределах.The invention is aimed at solving the problem of changing the lift of an aircraft over a wide range.

Достигаемый технический результат состоит в том, что появляется возможность практически мгновенного увеличения подъемной силы на всех режимах полета летательного аппарата. Кроме увеличения подъемной (поперечной) силы несущих плоскостей, появляется возможность создания управляющих моментов для рулевых поверхностей или управляющих профилей без применения сложных механических или иных систем тяг, в результате чего возрастает надежность и ресурс различных управляющих профилей. Применение указанного технического решения для носовой части летательного аппарата позволяет формировать усилие, тормозящее летательный аппарат в любых режимах полета.The technical result achieved is that it becomes possible to almost instantly increase the lift in all flight modes of the aircraft. In addition to increasing the lifting (transverse) force of the bearing planes, it becomes possible to create control moments for steering surfaces or control profiles without the use of complex mechanical or other traction systems, which increases the reliability and service life of various control profiles. The application of the indicated technical solution for the bow of the aircraft allows you to generate a force that inhibits the aircraft in any flight mode.

Технический результат достигается тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, имеющего фюзеляж, по меньшей мере, один реактивный двигатель, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, содержащее по меньшей мере одну зону локального выдува разогретого газа в пограничный слой, каждая зона локального выдува разогретого газа выполнена на поверхности несущей плоскости или фюзеляжа или управляющих профилей с проницаемой пористой вставкой с площадью поперечного сечения каналов в пористой вставке 50-60% от площади самой вставки и шириной вставки в 10-15 раз меньше расстояния между соседними вставками, при этом перед каждой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва пограничного слоя.The technical result is achieved in that in a device for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft having a fuselage, at least one jet engine, a fuel system, bearing planes and control profiles, containing at least one zone of local blowing of heated gas into the boundary layer, each the zone of local blowing of the heated gas is made on the surface of the carrier plane or the fuselage or control profiles with a permeable porous insert with a channel cross-sectional area in a porous insert, 50-60% of the area of the insert itself and the width of the insert are 10-15 times less than the distance between adjacent inserts, while a flat rectangular slit is made in front of each insert and parallel to it to break the boundary layer.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с камерой сгорания реактивного двигателя.In addition, each zone of local blowing of the heated gas is connected to the combustion chamber of the jet engine.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с камерой газогенератора.In addition, each zone of local blowing of heated gas is connected to the chamber of the gas generator.

Кроме того, каждая зона локального выдува разогретого газа соединена с выхлопным соплом реактивного двигателя.In addition, each zone of local blowing of the heated gas is connected to the exhaust nozzle of the jet engine.

Кроме того, устройство имеет по меньшей мере две проницаемые пористые вставки, предназначенные для размещения вдоль размаха каждой несущей плоскости рядами, один за другим, перпендикулярно хорде несущей плоскости и направлению набегающего воздушного потока.In addition, the device has at least two permeable porous inserts designed to be placed along the span of each carrier plane in rows, one after another, perpendicular to the chord of the carrier plane and the direction of the incoming air flow.

Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой на несущей плоскости выполнена прямоугольная щель, которая расположена параллельно соответствующей вставке и предназначена для разрыва пограничного слоя.In addition, in front of each permeable porous insert on the supporting plane, a rectangular slit is made, which is parallel to the corresponding insert and is designed to break the boundary layer.

Кроме того, устройство снабжено экранно-вакуумной изоляцией, которая расположена с возможностью уменьшения перетекания тепла из зоны локального выдува разогретого газа в пограничный слой.In addition, the device is equipped with a screen-vacuum insulation, which is located with the possibility of reducing the flow of heat from the zone of local blowing of heated gas into the boundary layer.

Технический результат достигается также тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, заключающемся в выдуве разогретого газа в пограничный слой на поверхности летательного аппарата, для выдува используют устройство по любому из указанных выше признаков изобретения.The technical result is also achieved by the fact that in the method of changing the aerodynamic characteristics of an aircraft, which consists in blowing heated gas into a boundary layer on the surface of the aircraft, a device is used for blowing according to any of the above features of the invention.

Кроме того, участки несущих плоскостей, примыкающие к зонам локального выдува разогретого газа, охлаждают жидким топливом из бака топливной системы летательного аппарата.In addition, sections of the bearing planes adjacent to the zones of local blowing of the heated gas are cooled with liquid fuel from the tank of the aircraft fuel system.

Кроме того, в пограничный слой на поверхности летательного аппарата выдувают разогретый газ в смеси воздухом, имеющим более низкую температуру.In addition, the heated gas in the mixture is blown into the boundary layer on the surface of the aircraft with air having a lower temperature.

Таким образом, локализованный подвод продуктов сгорания топлива от камеры сгорания или выхлопного сопла реактивного двигателя к тем или иным поверхностям летательного аппарата существенно влияет на величину дополнительной подъемной силы и позволяет менять ее в широких пределах. Величина этой дополнительной подъемной силы зависит от числа и места расположения зон локального выдува газа, геометрии зоны выдува, скорости (массового расхода) и температуры выдуваемого газа, а также от скорости (числа Маха) полета летательного аппарата, давления, плотности и температуры воздуха, соответствующих высоте полета, режима течения газа вблизи обтекаемой поверхности и т.д., при этом под несущими плоскостями понимаются крылья летательного аппарата.Thus, the localized supply of fuel combustion products from the combustion chamber or the exhaust nozzle of a jet engine to various surfaces of the aircraft significantly affects the amount of additional lifting force and allows changing it over a wide range. The magnitude of this additional lifting force depends on the number and location of the zones of local gas blowing, the geometry of the blowing zone, the speed (mass flow) and temperature of the gas being blown, as well as the speed (Mach number) of the flight of the aircraft, pressure, density and air temperature corresponding to flight altitude, gas flow regime near the streamlined surface, etc., while the bearing planes mean the wings of an aircraft.

На фиг.1 приведена схема устройства, реализующего указанный способ (вид сбоку части несущей плоскости в разрезе), где а - скачки уплотнения, b, d - граница пристеночного (пограничного) слоя, с - волны разрежения, е - точка отрыва пограничного слоя, f - область возвратного течения, g - дозвуковая струя газа, h - граница дозвуковой части пограничного слоя, i - граница дозвуковой струи газа.Figure 1 shows a diagram of a device that implements the specified method (side view of a part of the bearing plane in a section), where a are the shock waves, b, d is the boundary of the wall (boundary) layer, c is the rarefaction wave, e is the separation point of the boundary layer, f is the return flow region, g is the subsonic gas jet, h is the boundary of the subsonic part of the boundary layer, i is the boundary of the subsonic gas jet.

На фиг.2 показана часть несущей плоскости, содержащая предложенное устройство, и часть фюзеляжа (вид сверху).Figure 2 shows a part of the carrier plane containing the proposed device, and part of the fuselage (top view).

Устройство для изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата включает в себя: канал воздухозаборника 1 двигателя; турбореактивный двигатель (ТРД) 2; камеру сгорания 3 ТРД; выхлопное сопло 4 ТРД; герметичную магистраль 5 для отбора газа (продуктов сгорания топлива) от камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4 и подачи его к нижней поверхности 6 несущей плоскости (крыла) 7 через внутренний объем несущей плоскости 7 и выдува в набегающий внешний сверхзвуковой поток; регулирующие элементы 8 герметичной магистрали 5, в частности редуктор-регулятор давления, обратный клапан и др.; канал отбора воздуха 9 от компрессора ТРД; воздухозаборник 10 (дополнительный); проницаемые пористые вставки 11 для выдува газа через поверхность несущей плоскости 6 в набегающий поток, оси которых перпендикулярны хорде несущей плоскости 7 или параллельны передней кромке несущей плоскости 7, а также могут занимать и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности несущей плоскости 7, чтобы избежать срыва воздушного потока; плоские щели 12 прямоугольной формы, расположенные перед проницаемыми пористыми вставками 11 и параллельно им на заданном расстоянии, которые предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности 6 несущей плоскости 7; каналы с развитой поверхностью теплообмена 13 для прокачки топлива или иной жидкости для охлаждения участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к проницаемым пористым вставкам 11; насос 14 для подачи охлаждающей жидкости, в данном случае топлива, в каналы охлаждения участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к пористым вставкам 11; конструктивные элементы 15 системы управления отбором и выдувом газа и охлаждением участков поверхности 6 несущей плоскости 7; экранно-вакуумная теплоизоляция 16; бак с топливом 17.A device for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft includes: an air intake channel 1 of an engine; turbojet engine (turbojet engine) 2; combustion chamber 3 turbojet engine; exhaust nozzle 4 turbojet engine; an airtight line 5 for collecting gas (fuel combustion products) from the combustion chamber 3 or exhaust nozzle 4 and supplying it to the lower surface 6 of the carrier plane (wing) 7 through the internal volume of the carrier plane 7 and blowing it into the incident external supersonic flow; control elements 8 of the sealed line 5, in particular a pressure reducer-regulator, check valve, etc .; air sampling channel 9 from the turbofan compressor; air intake 10 (optional); permeable porous inserts 11 for blowing gas through the surface of the carrier plane 6 into the incoming flow, the axes of which are perpendicular to the chord of the carrier plane 7 or parallel to the front edge of the carrier plane 7, and can also occupy an intermediate position between these two positions depending on the sweep angle of the carrier plane 7 to avoid airflow disruption; flat slots 12 of a rectangular shape, located in front of the permeable porous inserts 11 and parallel to them at a given distance, which are designed to break and renew the boundary layer on the surface 6 of the carrier plane 7; channels with a developed heat exchange surface 13 for pumping fuel or other liquid to cool sections of the surface 6 of the bearing plane 7 adjacent to the permeable porous inserts 11; a pump 14 for supplying coolant, in this case fuel, to the cooling channels of the surface sections 6 of the bearing plane 7 adjacent to the porous inserts 11; structural elements 15 of the control system for the selection and blowing of gas and cooling sections of the surface 6 of the bearing plane 7; screen-vacuum thermal insulation 16; fuel tank 17.

Устройство работает при крейсерском режиме полета сверхзвукового летательного аппарата, но вместе с тем может достаточно эффективно работать и на взлетном режиме при дозвуковой скорости полета и наборе высоты.The device operates under the cruise flight mode of a supersonic aircraft, but at the same time it can operate quite efficiently in takeoff mode at subsonic flight speed and climb.

При крейсерском сверхзвуковом режиме полета предлагаемый способ обеспечивает значительное увеличение подъемной силы и, как следствие, позволяет увеличить коммерческую нагрузку летательного аппарата.When cruising a supersonic flight mode, the proposed method provides a significant increase in lift and, as a result, allows you to increase the commercial load of the aircraft.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

Канал воздухозаборника 1 обеспечивает работу двигателя (ТРД) 2, в камеру сгорания 3 и выхлопное сопло 4 которого поступают продукты сгорания топлива (выхлопные газы), причем в камере сгорания 3 температура и давление газа выше, чем в дозвуковой части выхлопного сопла 4. Затем осуществляют отбор газа из камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4, или от газогенератора, который на чертеже не показан (в зависимости от того, какие значения давления и температуры выдуваемого газа необходимы), в герметичную магистраль 5, связывающую камеру сгорания 3 или выхлопное сопло 4 с внутренней стороной нижней поверхности 6 несущей плоскости 7. В эту же магистраль 5 подают воздух от компрессора ТРД 2 по каналу 9. После перемешивания холодного, из канала 9, и разогретого - из магистрали 5 - компонентов, образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 8 поступает к проницаемьм пористым вставкам 11 на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7 с внутренней стороны этой поверхности. Через пористые вставки 11 производят выдув газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий сверхзвуковой поток.The air intake channel 1 ensures the operation of the engine (turbojet engine) 2, into the combustion chamber 3 and the exhaust nozzle 4 of which the fuel combustion products (exhaust gases) enter, and in the combustion chamber 3 the temperature and pressure of the gas are higher than in the subsonic part of the exhaust nozzle 4. Then, gas extraction from the combustion chamber 3 or the exhaust nozzle 4, or from a gas generator, which is not shown in the drawing (depending on what pressure and temperature values of the gas to be blown out are necessary), into the pressurized line 5 connecting the combustion chamber 3 or exhaust nozzle 4 with the inner side of the lower surface 6 of the bearing plane 7. Air is supplied to the same line 5 from the turbojet compressor 2 through channel 9. After mixing cold components from channel 9 and heated from line 5, the air-gas mixture is formed through control elements 8 enters the permeable porous inserts 11 on the lower surface 6 of the bearing plane 7 from the inside of this surface. Through porous inserts 11, a gas or gas-air mixture is blown into an external incident supersonic flow.

При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия (см. Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Наука, 1969, с.188-189) происходит интенсивное торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, дозвуковая струя выдуваемого газа является препятствием для сверхзвукового набегающего потока. Поэтому перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения на определенный угол. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, которая передается на поверхность 6 несущей плоскости 7. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа, или в области локального тепломассоподвода, приводит к возникновению продольного - вдоль хорды несущей плоскости 7 - положительного градиента давления, который приводит к отрыву потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения или локального отрывной зоны. Образование этой области приводит к усилению геометрического воздействия на основной сверхзвуковой поток, дальнейшему повышению давления и к увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль поверхности 6 несущей плоскости 7 и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пристеночного (пограничного) слоя (см. Г.Шлихтинг. Теория пограничного слоя. М.: Наука, 1974, с.85). Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Возникшая поперечная сила, действующая на нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность и обусловленной только воздействием набегающего сверхзвукового потока, оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность 6 при отсутствии локального выдува газа. Это, в свою очередь, приведет к увеличению подъемной силы несущей плоскости 7, удерживающей сверхзвуковой летательный аппарат в полете.When a jet of heated gas is blown locally into a cold incident supersonic flow in accordance with the equation of inverse action (see G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. Moscow: Nauka, 1969, p. 188-189), intense flow inhibition is accompanied by an increase pressure. In addition, the subsonic jet of the blown gas is an obstacle to the supersonic free flow. Therefore, an oblique shock wave arises in front of the jet, upon transition through which the supersonic flow changes the direction of motion by a certain angle. As a result of this geometric effect, an additional impulse of pressure force occurs, which is transmitted to the surface 6 of the bearing plane 7. An increase in pressure in the zone of local blowing out of a heated gas, or in the region of local heat and mass supply, leads to the appearance of a positive pressure gradient along the chord of the carrier plane 7, which leads to the separation of the flow of viscous gas on the streamlined surface and the formation of a local region of the return flow or a local separation zone. The formation of this region leads to an increase in the geometric effect on the main supersonic flow, a further increase in pressure, and to an increase in the duration of the thermal effect on the main flow, the braking intensity of which increases. The resulting increase in pressure propagates downstream along the surface 6 of the bearing plane 7 and upstream along the subsonic part of the wall (boundary) layer (see G. Schlichting. Theory of the boundary layer. M: Nauka, 1974, p. 85). The force effect on the surface also increases due to the reaction force of the blown gas jet. The resulting transverse force acting on the lower surface 6 of the bearing plane 7, at a constant pressure on its upper surface and caused only by the action of an incoming supersonic flow, is significant and can several times exceed the pressure on the lower surface 6 in the absence of local gas blowing. This, in turn, will lead to an increase in the lifting force of the carrier plane 7, which holds the supersonic aircraft in flight.

Кроме того, вследствие образования локальных отрывных зон при местном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока (фиг.1), снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.In addition, due to the formation of local separation zones during local gas blowing, in which the gas moves in the opposite direction to the undisturbed flow (Fig. 1), the integrated friction drag force, which prevents the aircraft from moving horizontally, is reduced.

На сверхзвуковом крейсерском режиме полета канал 9, связывающий компрессор ТРД с герметичной магистралью 5, может перекрываться, и холодный воздух поступает в герметичную магистраль 5 через дополнительный воздухозаборник 10 при условии, если его давление окажется выше давления газа в магистрали 5. Дополнительный воздухозаборник 10 в устройстве может и не применяться при условии, что отбор воздуха в полете от компрессора ТРД не приводит к нецелесообразной потере мощности силовой установки (ТРД) или применяемый конструкционный материал поверхности несущей плоскости 7 позволяет организовать локальный выдув разогретого газа в набегающий поток без холодной компоненты - воздуха.In a supersonic cruising flight mode, channel 9 connecting the turbojet compressor with the pressurized line 5 can be closed, and cold air enters the pressurized line 5 through an additional air inlet 10, provided that its pressure is higher than the gas pressure in the line 5. Additional air inlet 10 in the device may not be applicable provided that the air in-flight extraction from the turbofan engine compressor does not lead to an inappropriate loss of power of the power plant (turbofan engine) or the structural material used The surface of the carrier plane 7 makes it possible to organize local blowing of the heated gas into the incoming flow without the cold component — air.

Конструкции из алюминиевых сплавов допускают кратковременные температурные нагрузки до 150 градусов С. Следовательно, проницаемые пористые вставки 11, через которые выдувается разогретый газ в набегающий поток, и примыкающие к ним участки поверхности 6 несущей плоскости 7 должны изготавливаться из титановых сплавов или титана, температура плавления которого составляет около 1600 градусов С. В настоящее время в конструкциях реактивных самолетов широко используется титан - до 30% массы летательных аппаратов, - плотность которого незначительно превышает плотность алюминиевых сплавов, а прочностные характеристики существенно выше (см. Ф.Р.Шекли. Анализ веса и прочности самолетных конструкций. М.: Оборонгиз, 1957, с.46).Aluminum alloy structures allow short-term temperature loads of up to 150 degrees C. Consequently, permeable porous inserts 11 through which heated gas is blown into the incoming flow, and adjacent sections of the surface 6 of the bearing plane 7 must be made of titanium alloys or titanium, the melting temperature of which is about 1600 degrees C. Currently, titanium is widely used in the construction of jet aircraft - up to 30% of the mass of aircraft, - whose density is negligible exceeds the density of aluminum alloys, and the strength characteristics are significantly higher (see F.R.Sheckley. Analysis of the weight and strength of aircraft structures. M: Oborongiz, 1957, p. 46).

Кроме того, для обеспечения работоспособности конструкции несущей плоскости сверхзвукового летательного аппарата при локальном выдуве разогретого газа через ее поверхность 6 предусмотрено принудительное охлаждение участков поверхности 6 несущей плоскости 7, примыкающих к проницаемьм пористым вставкам 11. Для этого вдоль таких участков размещены каналы 13 с развитой компактной поверхностью, интенсифицирующей конвективный теплообмен, и через эти каналы насосом 14 прокачивают жидкое топливо или какую-либо другую охлаждающую жидкость. Эта жидкость отводит избыток тепла от участков поверхности 6 несущей плоскости 7, обеспечивая требуемый температурный режим конструкции. Затем топливо подают в камеру сгорания 3 ТРД. Если же для охлаждения используют другую жидкость, то после отвода ею тепла ее подают в жидкостно-воздушный теплообменник, где ее охлаждают до первоначальной температуры. Благодаря охлаждению и за счет интенсификации конвективного теплообмена возможно снизить температуру участков поверхности 6 несущей плоскости 7 с 500-600 градусов Кельвина до 300-350 градусов Кельвина.In addition, to ensure the operability of the design of the carrier plane of a supersonic aircraft with local blowing of heated gas through its surface 6, forced cooling of sections of the surface 6 of the carrier plane 7 adjacent to the permeable porous inserts 11. For this purpose, channels 13 with a developed compact surface are placed along such sections intensifying convective heat transfer, and liquid fuel or some other coolant is pumped through these channels by pump 14. This liquid removes excess heat from surface sections 6 of the bearing plane 7, providing the required temperature regime of the structure. Then the fuel is fed into the combustion chamber 3 of the turbojet engine. If another liquid is used for cooling, then after it removes heat, it is supplied to a liquid-air heat exchanger, where it is cooled to the initial temperature. Thanks to cooling and due to the intensification of convective heat transfer, it is possible to reduce the temperature of surface sections 6 of the bearing plane 7 from 500-600 degrees Kelvin to 300-350 degrees Kelvin.

Допуская, что площадь нижней поверхности несущей плоскости 7 S_кр одинакова и для случая без применения локального выдува газа, можно ожидать, что будет обеспечиваться эффект от применения предлагаемого локального выдува разогретого газа через поверхность 6 несущей плоскости 7 в сверхзвуковой поток за счет того, что герметичная магистраль 5 служит каналом подвода продуктов сгорания топлива, например, от выхлопного сопла 4 ТРД к проницаемым пористым вставкам 11 на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7 с внутренней ее стороны.Assuming that the area of the lower surface of the carrier plane 7 S _{cr is the} same for the case without the use of local gas blowing, we can expect that the effect of the proposed local blowing of heated gas through the surface 6 of the carrier plane 7 into the supersonic flow will be ensured due to the fact that highway 5 serves as a channel for supplying fuel combustion products, for example, from the exhaust nozzle 4 of the turbojet engine to permeable porous inserts 11 on the lower surface 6 of the carrier plane 7 from its inner side.

Кроме того, данное устройство, благодаря локальному выдуву разогретого газа через нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7 обеспечивает интенсивное торможение сверхзвукового потока вблизи этой поверхности, сопровождающееся повышением давления в области, площадь которой соизмерима с площадью несущей плоскости 7, поскольку выдув разогретого газа осуществляют через несколько проницаемых пористых вставок 11, расположенных одна за другой вдоль хорды или одна возле другой по размаху несущей плоскости 7. Причем перед каждой пористой вставкой 11 и параллельно ее оси размещена щель 12 для разрыва и возобновления тонкого пристеночного или пограничного слоя, в котором наиболее интенсивно протекают процессы переноса импульса, тепла и массы, а сверхзвуковая часть пограничного слоя располагается вблизи обтекаемой поверхности.In addition, this device, due to the local blowing of the heated gas through the lower surface 6 of the carrier plane 7, provides intensive braking of the supersonic flow near this surface, accompanied by an increase in pressure in an area comparable to the area of the carrier plane 7, since the heated gas is blown through several permeable porous inserts 11 located one after the other along the chord or one near the other in the span of the bearing plane 7. Moreover, before each porous insert 11 and parallel to its axis, a slit 12 is placed for rupture and renewal of a thin near-wall or boundary layer, in which the processes of transfer of momentum, heat and mass proceed most intensively, and the supersonic part of the boundary layer is located near the streamlined surface.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает создание дополнительной подъемной силы и, как следствие, увеличение коммерческой нагрузки при неизменной высоте полета и скорости летательного аппарата, или приводит к увеличению высоты полета летательного аппарата при неизменной скорости. В этом случае из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается сила лобового сопротивления, препятствующая движению летательного аппарата, определяемая по формуле;Thus, the proposed technical solution provides the creation of additional lifting force and, as a consequence, an increase in the commercial load at a constant flight altitude and speed of the aircraft, or leads to an increase in the flight altitude of the aircraft at a constant speed. In this case, due to a decrease in the density of atmospheric air, the drag force, which impedes the movement of the aircraft, is determined by the formula;

где С_ха - коэффициент силы лобового сопротивления;where C _ha is the coefficient of force of drag;

ρ_∞ - плотность воздуха на заданной высоте;ρ _∞ is the air density at a given height;

V_∞ - скорость полета летательного аппарата. V _∞ is the flight speed of the aircraft.

Уменьшение силы лобового сопротивления приводит к снижению потребной тяги двигателей Р=Х_а, которая пропорциональна массовому расходу топлива

Поэтому запас топлива может быть уменьшен, а коммерческая нагрузка увеличена. При неизменном запасе топлива увеличивается максимальная дальность полета. При неизменной тяге двигателей может быть увеличена максимальная скорость полета и снижено время доставки пассажиров к месту назначения.A decrease in drag force leads to a decrease in the required engine thrust P = X _a , which is proportional to the mass fuel consumption

Therefore, the fuel supply can be reduced, and the commercial load is increased. With a constant fuel supply, the maximum flight range increases. With an unchanged engine thrust, the maximum flight speed can be increased and the time taken to deliver passengers to their destination can be reduced.

Возможность торможения сверхзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном выдуве разогретого газа в поток подтверждается определенными экспериментальными данными, а также следующим.The possibility of deceleration of a supersonic flow near a streamlined surface during local blowing of a heated gas into the flow is confirmed by certain experimental data, as well as the following.

Уравнение обращения воздействия имеет вид:The equation for the treatment of exposure is:

где М_∞ - число Маха невозмущенного потока;where M _∞ is the Mach number of the unperturbed flow;

V - скорость потока газа;V is the gas flow rate;

S - площадь поперечного сечения потока;S is the cross-sectional area of the stream;

m - масса газа;m is the mass of gas;

d V - приращение скорости газа;d V is the increment of gas velocity;

d S - приращение площади сечения потока;d S is the increment of the cross-sectional area of the stream;

d m- дополнительная масса, подведенная к потоку газа;d m is the additional mass supplied to the gas stream;

d Q_нар- дополнительное количество тепла, подведенное к потоку газа;d Q _nar - the additional amount of heat supplied to the gas stream;

а - скорость звука в газе;a is the speed of sound in a gas;

k - показатель адиабаты газа.k is the gas adiabatic exponent.

Это уравнение показывает, что при подводе массы (dm>0) и тепла (d Q_нар>0) к сверхзвуковому потоку (М_∞>1) скорость газа уменьшается (dV<0), поток тормозится, а его давление в соответствии с законом сохранения энергии возрастает.This equation shows that when mass (dm> 0) and heat (d Q _nar > 0) are supplied to a supersonic flow (M _∞ > 1), the gas velocity decreases (dV <0), the flow is inhibited, and its pressure in accordance with the law energy conservation is increasing.

В случае локального выдува газа через проницаемую пористую поверхность 11 образуется недорасширенная дозвуковая струя, при обтекании которой сверхзвуковым потоком возникает косой скачок уплотнения. При переходе через скачок поток тормозится, а его давление возрастает. Повышение давления на скачке уплотнения оценивается следующим образом:In the case of local gas blowing through the permeable porous surface 11, an underexpanded subsonic jet is formed, during which a supersonic stream flows around which an oblique shock wave occurs. When passing through a jump, the flow slows down and its pressure increases. The increase in pressure at the shock wave is estimated as follows:

где р₁=р_∞ - давление в невозмущенном потоке;where p ₁ = p _∞ is the pressure in the unperturbed flow;

р₂ - давление газа за скачком уплотнения;p ₂ is the gas pressure behind the shock wave;

β - угол наклона скачка уплотнения к направлению скорости невозмущенного потока.β is the angle of inclination of the shock wave to the direction of the velocity of the unperturbed flow.

Формула (3) показывает, что при увеличении числа Маха полета летательного аппарата М_∞ давление р₂ за скачками уплотнения возрастает и это приводит к увеличению плотности газа в соответствии с соотношением:Formula (3) shows that with an increase in the flight Mach number of the aircraft M _{∞, the} pressure p ₂ behind the shock waves increases and this leads to an increase in the gas density in accordance with the relation:

где ρ₁=ρ_∞ - плотность газа в невозмущенном потоке;where ρ ₁ = ρ _∞ is the gas density in the unperturbed flow;

ρ₂ - плотность газа за скачком уплотнения.ρ ₂ is the gas density behind the shock wave.

Таким образом, в сверхзвуковом потоке появляется препятствие с большей плотностью и массой, на котором основной поток тормозится более интенсивно.Thus, an obstacle with a higher density and mass appears on the supersonic flow, on which the main flow is inhibited more intensely.

Известно (см. В.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М.: Высшая школа. 1978, с.360, рис.5.1.9. и П.Чжен. Управление отрывом потока. М.: Мир. 1979, с.203), что при локальном выдуве струи газа в сверхзвуковой поток возникают замкнутые области возвратного течения, которые оказывают дополнительное геометрическое воздействие на поток, создавая условия для его более интенсивного торможения, повышения давления и уменьшения интегральной силы сопротивления трения.It is known (see V.F.Krasnov, V.N.Kosheva. Control and stabilization in aerodynamics. M: Higher school. 1978, p. 360, Fig. 5.1.9. And P. Chzhen. Control of flow separation. M .: Mir. 1979, p.203), that when a gas jet is locally blown into a supersonic flow, closed regions of the return flow arise, which have an additional geometric effect on the flow, creating conditions for its more intense braking, increase in pressure, and decrease in the integral force of friction resistance .

Определенный вклад в формирование поперечной силы вносит и сила реакции выдуваемой через поверхность 6 несущей плоскости 7 струи газа, которая определяется соотношением (см. Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. М.: Наука. 1969, 824):A certain contribution to the formation of the transverse force is also made by the reaction force of a gas jet blown through the surface 6 of the bearing plane 7, which is determined by the ratio (see G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. M .: Nauka. 1969, 824):

где

- массовый расход выдуваемого газа;Where

- mass flow rate of blown gas;

V_с - средняя скорость истечения газа, выдуваемого локально через проницаемую поверхность 11.V _with - the average velocity of the outflow of gas, blown locally through the permeable surface 11.

Однако массовый расход выдуваемого газа незначителен. Выполненные оценки показывают, что суммарный массовый расход выдуваемого газа применительно к предлагаемому способу в случае использования проницаемых пористых вставок 11 на поверхности 6 несущей плоскости 7 составит доли процента от массового расхода продуктов сгорания одного ТРД сверхзвукового летательного аппарата (см. Проектирование самолетов/ Учебник для вузов. С.М.Егер, В.Ф.Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение. 1983, с.591). Малые значения имеет и скорость выдуваемого газа V_с. Поэтому сила реакции дозвуковой струи Р_р незначительна.However, the mass flow rate of the blown gas is negligible. The performed estimates show that the total mass flow rate of the blown gas as applied to the proposed method in the case of using permeable porous inserts 11 on the surface 6 of the bearing plane 7 will be a fraction of a percent of the mass flow rate of the combustion products of one turbojet engine of a supersonic aircraft (see Aircraft Design / Textbook for high schools. S.M. Eger, V.F. Mishin, N.K. Liseytsev et al. M.: Mechanical Engineering. 1983, p. 591). The blown gas velocity V _s is also of small value. Therefore, the reaction force of the subsonic jet P _{p is} negligible.

Перечисленные эффекты, а также ряд других, однако, не поддаются простому суммированию, так как их основу составляют сложные процессы, которые имеют нелинейный характер. При определенном сочетании параметров основного набегающего сверхзвукового потока и плоской струи выдуваемого газа эти процессы могут усиливать друг друга и приводить к формированию значительной поперечной, а значит, подъемной силы.The listed effects, as well as a number of others, however, are not amenable to simple summation, since they are based on complex processes that are non-linear. With a certain combination of parameters of the main incident supersonic flow and a flat jet of blown gas, these processes can strengthen each other and lead to the formation of a significant transverse, and therefore, lifting force.

Кроме этого, некоторые экспериментальные данные показали возможность при определенном сочетании параметров набегающего сверхзвукового потока и струи выдуваемого газа формирования значительной силы давления (поперечной силы), которая в 1,5-2 раза превышает силу, действующую на обтекаемую поверхность 6 без локального выдува газа. Аналогичным образом увеличится и подъемная сила несущей плоскости 7 Y_a. При этом улучшаются маневренные свойства и устойчивость сверхзвукового летательного аппарата.In addition, some experimental data showed the possibility, with a certain combination of parameters of the incident supersonic flow and the blown gas jet, of forming a significant pressure force (transverse force), which is 1.5-2 times higher than the force acting on the streamlined surface 6 without local gas blowing. In a similar way, the lifting force of the bearing plane 7 Y _a will also increase. This improves the maneuverability and stability of a supersonic aircraft.

Кроме того, величина поперечной силы, действующей на обтекаемую поверхность, возрастает с увеличением скорости и температуры выдуваемого газа.In addition, the magnitude of the transverse force acting on the streamlined surface increases with increasing speed and temperature of the blown gas.

Приближенная взаимосвязь меду параметрами разогретого газа, отбираемого от выхлопного сопла 4 ТРД, холодного воздуха, отбираемого от компрессора или воздухозаборника 10 ТРД, составляющей подъемной силы несущей плоскости 7 Y_a, обусловленной скоростным напором набегающего потока и составляющей подъемной силы Y_вд, возникающей за счет локального выдува разогретой газовоздушной смеси через поверхность 6 несущей плоскости 7, такова.An approximate relationship between the parameters of the heated gas taken from the exhaust nozzle 4 of the turbojet engine, cold air taken from the compressor or air intake 10 of the turbojet engine, the component of the lifting force of the bearing plane 7 Y _a , due to the high-speed pressure of the incoming flow and the component of the lifting force Y _vd , arising from the local blowing the heated gas-air mixture through the surface 6 of the bearing plane 7, is as follows.

Параметры холодного воздуха:Parameters of cold air:

Параметры разогретого газа - продуктов сгорания топлива ТРД:Parameters of preheated gas - combustion products of turbofan engines:

Параметры смеси:Mix Parameters:

Исходное уравнение теплового баланса имеет вид:The original heat balance equation has the form:

В (6)-(8) приняты следующие обозначения:In (6) - (8) the following notation is accepted:

Р₁,

- давление холодного воздуха и разогретого газа соответственно;P ₁

- pressure of cold air and hot gas, respectively;

ρ₁,

- плотности холодного воздуха в канале подвода к герметичной магистрали;ρ ₁ ,

- the density of cold air in the channel to the sealed line;

Т₁ - температура холодного воздуха в канале подвода к герметичной магистрали и горячего газа соответственно;T ₁ - temperature of cold air in the channel for supplying a sealed line and hot gas, respectively;

Т₂ - температура разогретого газа в герметичной магистрали до смешения с холодным воздухом;T ₂ - the temperature of the heated gas in a sealed line to mix with cold air;

Т - температура газовоздушной смеси в герметичной магистрали перед выдувом в основной поток;T is the temperature of the gas-air mixture in the sealed line before blowing into the main stream;

- удельные теплоемкости холодного воздуха, разогретого газа и смеси соответственно;

- specific heat of cold air, heated gas and mixture, respectively;

- секундные массовые расходы холодного воздуха, разогретого газа и смеси соответственно.

- second mass flow rates of cold air, heated gas and mixture, respectively.

Если допустить, что

и учесть, чтоAssuming that

and consider that

то из (9) получим:then from (9) we get:

откуда следует соотношение:where does the ratio:

Отношение С_р1/С_p мало отличается от единицы, поэтому приближенная запись (11) примет вид:The ratio C _p1 / C _p differs little from unity, so the approximate record (11) takes the form:

Поскольку Т>Т₁, а

, то выражение (12) всегда положительно.Since T> T ₁ , and

, then expression (12) is always positive.

Входящие в (12) температуры имеют следующий порядок: Т₁~300 К;

~1100 K; Т~500 К. Подставляя эти значения в формулу (12), получим неравенство:The temperatures included in (12) are of the following order: T ₁ ~ 300 K;

~ 1100 K; T ~ 500 K. Substituting these values in formula (12), we obtain the inequality:

Следовательно, массовый расход холодного воздуха, поступающего от компрессора ТРД или через воздухозаборник 10, будет больше массового расхода разогретого газа, поступающего от выхлопного сопла 4 или камеры сгорания 3 ТРД.Therefore, the mass flow rate of cold air coming from the turbojet compressor or through the air intake 10 will be greater than the mass flow rate of the heated gas coming from the exhaust nozzle 4 or the combustion chamber 3 of the turbojet engine.

Выражения (11) и (12) при известных температурах Т₁,

, Т и скорости полета V_∞ (М_∞) позволяют получить, например, потребную площадь поперечного сечения воздухозаборника S для устройства, реализующего предложенный способ увеличения подъемной силы летательного аппарата, из известного соотношения:Expressions (11) and (12) at known temperatures T ₁ ,

, T and flight speed V _∞ (М _∞ ) make it possible to obtain, for example, the required cross-sectional area of the air intake S for a device that implements the proposed method of increasing the lifting force of an aircraft, from the known relation:

где ρ₁=ρ_∞ - плотность воздушного потока перед воздухозаборником;where ρ ₁ = ρ _∞ is the density of the air flow in front of the air intake;

V_∞ - скорость воздушного потока, равная скорости летательного аппарата.V _∞ is the air velocity equal to the speed of the aircraft.

Аналогичные соотношения используются для определения площади поперечного сечения канала подвода воздуха от компрессора ТРД и герметичной магистрали 5. В первом случае оно имеет вид:Similar ratios are used to determine the cross-sectional area of the air supply channel from the turbojet compressor and pressurized line 5. In the first case, it has the form:

где ρ_k - плотность воздуха на выходе из компрессора;where ρ _k is the density of the air at the outlet of the compressor;

V_вк - скорость воздуха в канале;V _VK - air velocity in the channel;

S_вк - площадь поперечного сечения канала.S _VK - the cross-sectional area of the channel.

Параметры воздуха на выходе из компрессора ТРД определяются по известной методике (см. В.П.Колодочкин. Воздушно-реактивные двигатели для сверхзвуковых многорежимных самолетов. М.: Машиностроение. 1975, с.132).The air parameters at the outlet of the turbofan engine compressor are determined by a known method (see V.P. Kolodochkin. Jet engines for supersonic multimode aircraft. M: Mechanical Engineering. 1975, p.132).

Суммарный расход газовоздушной смеси т.з, выдуваемой через поверхность 6 несущей плоскости 7 в набегающий сверхзвуковой поток, определяется выражением:The total flow rate of the gas-air mixture tz blown through the surface 6 of the bearing plane 7 into the incident supersonic flow is determined by the expression:

где n - число проницаемых вставок 11 для выдува газа;where n is the number of permeable inserts 11 for blowing gas;

S_n - суммарная площадь поперечного сечения каналов (пор) для выдува газа;S _n - the total cross-sectional area of the channels (pores) for blowing gas;

V_сп - средняя скорость газа в струе, выдуваемой через проницаемую пористую вставку 11;V _SP - the average gas velocity in the jet, blown through a permeable porous insert 11;

ρ - плотность выдуваемой газовоздушной смеси. ρ is the density of the blown gas mixture.

Требуемые значения скорости V_сп и плотности смеси ρ определены на основе экспериментальных данных. При этом скорость V_сп выбирается так, чтобы массовый расход смеси

не превышал ~ 1% массового расхода продуктов сгорания топлива ТРД. Плотность ρ определяется величиной давления потока воздуха вблизи нижней поверхности 6 несущей плоскости 7, которая зависит от степени торможения потока при выдуве струи газа.The required values of the velocity V _cn and the mixture density ρ are determined on the basis of experimental data. The speed V _cn is selected so that the mass flow rate of the mixture

did not exceed ~ 1% of the mass flow rate of the combustion products of the turbofan engine. The density ρ is determined by the pressure of the air flow near the lower surface 6 of the bearing plane 7, which depends on the degree of deceleration of the flow when the gas jet is blown out.

Площадь поперечного сечения каналов в пористой вставке 11 S_п может составлять 50-60% от площади самой вставки, имеющей форму прямоугольника. При этом ширина вставки 11 для локального выдува газа должна быть в 10-15 раз меньше расстояния между вставками, например вдоль хорды несущей плоскости 7.The cross-sectional area of the channels in the porous insert 11 S _p can be 50-60% of the area of the insert itself, having the shape of a rectangle. The width of the insert 11 for local gas blowing should be 10-15 times less than the distance between the inserts, for example along the chord of the bearing plane 7.

Таким образом, используя соотношения (10), (11) и (16), можно оценить массовые расходы холодного воздуха

и разогретого газа

подаваемого в герметичную магистраль 5 из выхлопного сопла 4 ТРД.Thus, using relations (10), (11) and (16), we can estimate the mass flow rates of cold air

and hot gas

fed into the sealed line 5 from the exhaust nozzle 4 turbofan.

Затраты механической энергии на организацию движения разогретого газа и воздуха по каналам (магистрали) минимальны, так как ТРД расположены непосредственно под несущей плоскостью летательного аппарата, а величины давления в камере сгорания 3 и на выходе из компрессора ТРД составляют десятки кгс/см².The cost of mechanical energy for the organization of the movement of heated gas and air through the channels (mains) is minimal, since the turbojet engines are located directly below the carrier plane of the aircraft, and the pressure in the combustion chamber 3 and at the outlet of the turbojet compressor is tens of kgf / cm ² .

Опытные и расчетные данные показывают, что при наличии десяти проницаемых пористых вставок на нижней поверхности 6 несущей плоскости 7, по пять с каждой стороны от фюзеляжа, с двумя примыкающими охлаждаемыми участками с каждой стороны вставки 11 при ширине канала с развитой поверхностью ~ 0,1 м, расстоянии между стенками канала ~ 0,005 м и скорости движения охлаждающей жидкости, в данном случае топлива, не превышающей 0,1 м/с, ее объемный расход составит 600-1000 см³/с (0,6-1 л/с).Experimental and calculated data show that in the presence of ten permeable porous inserts on the lower surface 6 of the bearing plane 7, five on each side of the fuselage, with two adjacent cooled sections on each side of the insert 11 with a developed channel width of ~ 0.1 m , the distance between the walls of the channel ~ 0.005 m and the velocity of the coolant, in this case, fuel, not exceeding 0.1 m / s, its volumetric flow rate will be 600-1000 cm ³ / s (0.6-1 l / s).

Если в качестве охлаждающей жидкости используется топливо ТРД, то после его прокачки через нагретые участки несущей плоскости 7 оно может быть направлено сразу в камеру сгорания 3 ТРД, что исключает необходимость использования дополнительных теплообменников.If TRD fuel is used as a coolant, then after pumping it through heated sections of the carrier plane 7, it can be sent directly to the combustion chamber 3 of the turbojet engine, which eliminates the need for additional heat exchangers.

Для уменьшения перетекания тепла от проницаемых пористых вставок 11 в конструкцию несущей плоскости 7 на контактной поверхности между ними установлена экранно-вакуумная теплоизоляция 16.To reduce the flow of heat from permeable porous inserts 11 into the structure of the carrier plane 7, a screen-vacuum thermal insulation 16 is installed between the contact surface between them.

Оценка значений приращения подъемной силы несущей плоскости летательного аппарата за счет применения локального выдува дозвуковой струи разогретого газа через поверхность несущей плоскости в сверхзвуковой набегающий поток может быть произведена следующим образом.The values of the increment of the lift of the carrier plane of the aircraft due to the use of local blowing of a subsonic jet of heated gas through the surface of the carrier plane into a supersonic incident flow can be made as follows.

Подъемная сила Y_a, создаваемая несущей плоскостью, будет складываться из составляющей Y_осн, обусловленной скоростным напором основного набегающего потока, и составляющей Y_доп, возникающей за счет локального выдува струи газа:The lifting force Y _a created by the bearing plane will be composed of the component Y _os , due to the velocity pressure of the main incoming flow, and the component Y _add , arising from the local blowing of the gas stream:

Воспользовавшись общей формулой для аэродинамической силы (см. Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. М.: Высшая школа. 1978, с. 14), получим соотношение:Using the general formula for aerodynamic force (see. N.F. Krasnov, V.N.Kosheva. Control and stabilization in aerodynamics. M .: Higher school. 1978, p. 14), we obtain the ratio:

где С_Yосн - коэффициент подъемной силы несущей плоскости при скорости набегающего потока V (число Маха M_∞);where C _Yosn is the lifting force coefficient of the bearing plane at an incident flow velocity V (Mach number M _∞ );

С_Yдоп - приращение коэффициента подъемной силы несущей плоскости за счет локального выдува струи газа через нижнюю поверхность 6 несущей плоскости 7 в сверхзвуковой поток.With _Ydop - increment of the lifting force coefficient of the carrier plane due to local blowing of a gas jet through the lower surface 6 of the carrier plane 7 into a supersonic flow.

Тогда, используя (17) и (18) и выражение для подъемной силы, получим:Then, using (17) and (18) and the expression for the lifting force, we obtain:

После преобразований получим:After the transformations we get:

Из выражений (18) и (20) следует, чтоFrom the expressions (18) and (20) it follows that

В формулах (19)-(21) через S и S_вд соответственно обозначены:In the formulas (19) - (21) via the S and S _VD respectively represent:

S - характерная площадь летательного аппарата (площадь несущей плоскости в плане);S is the characteristic area of the aircraft (the area of the bearing plane in plan);

S_вд - часть площади несущей поверхности, на которую распространяется область повышенного давления, возникающая в результате локального выдува струи разогретого газа в сверхзвуковой поток.S _vd is the part of the bearing surface area over which the high pressure region extends, resulting from local blowing of a stream of heated gas into a supersonic flow.

В приближенных расчетах можно принять

In approximate calculations, you can take

Полученные или приведенные зависимости (3), (4), (5), (11) или (12), (14) -(16), (21) позволяют, наряду с определенными экспериментальными данными, оценивать: потребные величины секундных массовых расходов разогретого газа, отбираемого от ТРД, холодного воздуха, газовоздушной смеси; площадь дополнительного воздухозаборника или канала подвода воздуха от компрессора ТРД; количество тепла, отводимого от нагретых участков поверхности несущей плоскости; расход охлаждающей жидкости, а также, с использованием известных зависимостей для потерь напора, оценивать затраты мощности на прокачку жидкости.The obtained or reduced dependences (3), (4), (5), (11) or (12), (14) - (16), (21) allow, along with certain experimental data, to estimate: the required values of the second mass flow heated gas taken from the turbojet engine, cold air, gas-air mixture; the area of the additional air intake or air supply channel from the turbofan compressor; the amount of heat removed from heated sections of the surface of the bearing plane; coolant flow rate, and also, using known dependences for pressure loss, estimate the power consumption for pumping fluid.

Кроме того, можно оценить коэффициент подъемной силы несущей плоскости С_Ya (см. формулу (21)) с использованием результатов математического моделирования или экспериментальных данных по интегральной силе давления на поверхности несущей плоскости при локальном выдуве струи газа в сверхзвуковой поток для известных значений параметров невозмущенного потока ρ_∞, Р_∞, V_∞, М_∞, k, Т_∞; струи газа V_сп, Т; площадей несущей плоскости S, S_вд, S_с - площади поперечного сечения струи выдуваемого газа.In addition, it is possible to estimate the lifting force coefficient of the bearing plane C _Ya (see formula (21)) using the results of mathematical modeling or experimental data on the integral pressure force on the surface of the bearing plane when a local gas jet is blown into a supersonic flow for known values of the unperturbed flow parameters ρ _∞ , P _∞ , V _∞ , M _∞ , k, T _∞ ; gas jets V _sp , T; areas of the bearing plane S, S _vd , S _with - the cross-sectional area of the jet of blown gas.

В качестве примера дадим соотношение между расходами m и m₂ при использовании на сверхзвуковом летательном аппарате турбореактивного двигателя, у которого Т₂≈1100 К. Приняв Т₁=300 К и Т^'=600 К, получим следующее соотношение для секундных расходов холодного воздуха и разогретого газа (см. формулу (12)):As an example, we give the ratio between the flow rates m and m ₂ when using a turbojet engine on a supersonic aircraft with T ₂ ≈ 1100 K. Taking T ₁ = 300 K and T ^' = 600 K, we obtain the following ratio for the second flow rate of cold air and heated gas (see formula (12)):

В формуле (21) параметры S и С_Yосн для данного типа сверхзвукового летательного аппарата известны, площадь S_вд и коэффициент С_Yдоп оценивают по приближенным зависимостям вида (3)-(5), (17)-(19) и результатам математического моделирования сверхзвукового обтекания поверхности потоком вязкого теплопроводного газа при локальном выдуве плоской поперечной дозвуковой струи разогретого газа, а затем уточняют по экспериментальным данным, в частности по результатам продувок в сверхзвуковой аэродинамической установке.In formula (21), the parameters S and C _Yosn for this type of supersonic aircraft are known, the area S _vd and the coefficient C _Ydop are estimated from approximate dependences of the form (3) - (5), (17) - (19) and the results of mathematical modeling of supersonic flowing around the surface with a viscous heat-conducting gas flow during local blowing of a flat transverse subsonic jet of heated gas, and then refined by experimental data, in particular by the results of blowing in a supersonic aerodynamic installation.

Получены следующие данные. При М_∞=2,35, высоте полета Н=16 км, малой дозвуковой скорости газа, выдуваемого через поверхность, ширине проницаемой пористой вставки в 15 раз меньшей длины участка поверхности, обтекаемой сверхзвуковьм потоком, температуре выдуваемого газа 600 К, длине участка поверхности ~ 1,5 м, ширине участка - 1 м, величина поперечной силы оказывается в 2,2-2,5 раза больше, чем в случае отсутствия выдува струи разогретого газа.The following data were received. At М _∞ = 2.35, a flight altitude of H = 16 km, a low subsonic velocity of the gas blown through the surface, the width of the permeable porous insert is 15 times smaller than the length of the surface section streamlined by the supersonic flow, the temperature of the gas blown out is 600 K, the length of the surface section ~ 1.5 m, the width of the site - 1 m, the shear force is 2.2-2.5 times greater than in the absence of blowing a jet of heated gas.

Предложенное техническое решение по увеличению подъемной силы летательного аппарата реализуется на сверхзвуковых режимах полета. Однако существующие летательные аппараты данного типа могут достигать сверхзвукового режима полета за время, не превышающее 5-10 секунд после взлета (см. Проектирование самолетов/ Учебник для вузов. С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. М.: Машиностроение. 1983, с.616) Следует учесть, что локальный выдув газа в сверхзвуковой поток на малых высотах более эффективен, чем на больших.The proposed technical solution to increase the lift of the aircraft is implemented in supersonic flight modes. However, existing aircraft of this type can reach a supersonic flight mode in a time not exceeding 5-10 seconds after take-off (see Designing Aircraft / Textbook for High Schools. S.M. Eger, V.F. Mishin, N.K. Liseytsev and Dr. M .: Mashinostroenie. 1983, p.616) It should be noted that local gas blowing into a supersonic flow at low altitudes is more effective than at high altitudes.

В случае перехода на дозвуковые режимы полета для компенсации снижения поперечной силы может использоваться кратковременное форсирование двигателей (форсажный режим) и другие меры, например локальный выдув разогретого газа через верхнюю поверхность несущей плоскости в дозвуковой поток. При этом принудительное охлаждение участков поверхности несущей плоскости не требуется, так как дозвуковые режимы полета в данном случае непродолжительны.In the case of transition to subsonic flight regimes, short-term engine boosting (afterburner) and other measures, for example, localized blowing of heated gas through the upper surface of the carrier plane into subsonic flow, can be used to compensate for a decrease in lateral force. In this case, forced cooling of the surface areas of the bearing plane is not required, since the subsonic flight regimes in this case are short-lived.

Предложенное техническое решение может быть использовано для увеличения эффективности управления рулевыми поверхностями или управляющими профилями летательного аппарата, предназначенными для создания управляющих моментов.The proposed technical solution can be used to increase the effectiveness of steering surfaces or control profiles of the aircraft, designed to create control moments.

В этом случае разогретый газ, отобранный от ТРД, подводят к одной из двух сторон управляющего профиля (левой или правой для киля - руля направления; верхней или нижней стороне закрылка или элевона) и выдувают в набегающий сверхзвуковой поток. Принцип и условия формирования управляющего усилия применительно к рулевой поверхности остаются теми же, что и для несущей поверхности (крыла), однако выдув газа организуют в таких местах рулевой поверхности, чтобы при этом был обеспечен максимальный управляющий момент. При этом нет необходимости использовать сложную механизацию для отклонения рулевых поверхностей, что особенно важно при больших сверх- и гиперзвуковых скоростях полета.In this case, the heated gas taken from the turbojet engine is fed to one of the two sides of the control profile (left or right for the keel — rudder; upper or lower side of the flap or elevon) and blown into the incident supersonic flow. The principle and conditions for the formation of the control effort with respect to the steering surface remain the same as for the bearing surface (wing), however, gas blowing is organized in such places of the steering surface so that the maximum control moment is provided. At the same time, there is no need to use complex mechanization to deflect steering surfaces, which is especially important at high supersonic and hypersonic flight speeds.

Предложенное техническое решение может быть применено и для формирования усилия, тормозящего летательный аппарат, если выдув газа, отобранного от газогенератора, осуществлять в носовой части летательного аппарата. При этом давление, действующее на внешнюю поверхность носовой части, возрастает, а интегральная сила давления будет направлена противоположно вектору скорости движения летательного аппарата, то есть окажется тормозящей силой. При этом дополнительный газогенератор необходим, так как двигательная установка располагается, как правило, в кормовой части летательного аппарата, а баки с топливом размещены достаточно близко к носовой части.The proposed technical solution can also be applied to form a force that slows down the aircraft, if the blowing of the gas taken from the gas generator is carried out in the nose of the aircraft. In this case, the pressure acting on the outer surface of the bow increases, and the integral pressure force will be directed opposite to the velocity vector of the aircraft, that is, it will turn out to be a braking force. An additional gas generator is necessary, since the propulsion system is located, as a rule, in the aft part of the aircraft, and the fuel tanks are placed quite close to the bow.

Claims

1. A device for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft having a fuselage, at least one jet engine, a fuel system, bearing planes and control profiles containing a source of sampled gas, which is connected by a sealed line to the zones of local blowing of heated gas into the boundary layer of the air flow on the surfaces of the aircraft, characterized in that each zone of local gas blowing is made on the surface of the carrier plane, or the fuselage, or control sirloin permeable porous insert having a cross sectional area of the channels in the porous insert 50 ÷ 60% of the area of the most insert 10 ÷ 15 times less than the distance between adjacent inserts, wherein in front of each insert and parallel to the formed flat rectangular slit to break the boundary layer.

2. The device according to claim 1, characterized in that each zone of local gas blowing is connected to a combustion engine of a jet engine.

3. The device according to claim 1, characterized in that each zone of local gas blowing is connected to the chamber of the gas generator.

4. The device according to claim 1, characterized in that each zone of local gas blowing is connected to the exhaust nozzle of the jet engine.

5. The device according to claim 1, characterized in that it has at least two permeable porous inserts designed to be arranged in rows along the span of each carrier plane, one after the other, perpendicular to the chord of the carrier plane and the direction of the incoming air flow.

6. The device according to claim 5, characterized in that a rectangular slit is made in front of each permeable porous insert on the supporting plane, which is parallel to the corresponding insert and is designed to break the boundary layer.

7. The device according to claim 1, characterized in that it is equipped with a screen-vacuum insulation, which is located with the possibility of reducing the flow of heat from the zone of local gas blowing into the boundary layer.

8. A method of changing the aerodynamic characteristics of an aircraft, which consists in blowing heated gas into a boundary layer on the surface of the aircraft, characterized in that the device according to any one of claims 1 to 6 is used for blowing.

9. The method according to claim 8, characterized in that the sections of the bearing planes adjacent to the zones of local blowing of the heated gas are cooled with liquid fuel from the tank of the aircraft fuel system.

10. The method according to claim 8, characterized in that the gas is mixed into the boundary layer on the surface of the aircraft in a mixture with air having a lower temperature.