RU2383469C1 - Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end - Google Patents
Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2383469C1 RU2383469C1 RU2008136147/11A RU2008136147A RU2383469C1 RU 2383469 C1 RU2383469 C1 RU 2383469C1 RU 2008136147/11 A RU2008136147/11 A RU 2008136147/11A RU 2008136147 A RU2008136147 A RU 2008136147A RU 2383469 C1 RU2383469 C1 RU 2383469C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- gas
- permeable porous
- temperature
- blowing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции.The invention relates to aerospace engineering and allows, in particular, to increase the lifting force of the bearing planes of aircraft in the range from subsonic to hypersonic speeds, and also to increase their maneuverability to an interval limited only by the tensile strength of the structure.
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), расположенные 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 universities. / S.M. Eger, V.F. Mishin, N.K. Liseytsev et al. - M.: Mechanical Engineering, 1983, p. 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 exhaust nozzle of the engine 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.
Известна система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, включающего два реактивных двигателя, компрессор каждого из которых является источником отбираемого газа, который присоединен через регулируемые 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.A known 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 adjustable elements to the localized 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.
Наиболее близким к заявленному техническому решению является система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата (патент РФ №2282563). В способе изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, заключающемся в отборе разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости дозвукового внешнего набегающего потока, струи, разогретой до температуры, отличной от температуры набегающего воздушного потока и температуры пограничного слоя этого потока, смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на нижней и верхней или нижней или верхней несущих плоскостей летательного аппарата или на фюзеляже в приповерхностный (пограничный) слой обтекающего их воздушного потока, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его со сверхзвуковой скоростью через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки несущей плоскости, например, по нижней поверхности несущей плоскости в направлении хорды несущей плоскости, перекрывая сверхзвуковым или высокоскоростным дозвуковым (число Маха больше 0,7) потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки, при маневрировании летательного аппарата, а также на любых участках полетной трассы. Выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата. В устройстве для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили, двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на поверхностях несущих плоскостей и управляющих профилей летательного аппарата, зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.Closest to the claimed technical solution is a system for changing the aerodynamic characteristics of an aircraft (RF patent No. 2282563). In the method for changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft, consisting in the selection of heated gas from a gas source and the subsequent supply of selected gas to the surfaces of the aircraft, a local blowing is performed at a subsonic speed, but lower than the speed of the subsonic external incident flow, a jet heated to a temperature different from the temperature of the incident air flow and the temperature of the boundary layer of this flow, a mixture of air and combustion products of the propulsion system fuel h cutting the local blowing zone on the lower and upper or lower or upper bearing planes of the aircraft or on the fuselage into the near-surface (boundary) layer of the air stream flowing around them, at the same time, air is taken from the air intake or from the compressor of the propulsion system and along the sealed mains through regulatory bodies feed it at a supersonic speed through supersonic nozzles, for example, flat in configuration, from the leading edge of the carrier plane, for example, along the bottom surface of the carrier direction in the direction of the chord of the carrier plane, blocking the subsonic gas jets in the takeoff and landing modes, during maneuvering of the aircraft, as well as in any parts of the flight path, with supersonic or high-speed subsonic (Mach numbers greater than 0.7) air flow The roll and the change in the flight altitude of the aircraft is carried out by regulating the flow of subsonic gas jets through the zone of local blowing of the lower surfaces of the bearing surfaces of the aircraft. In a device for changing the aerodynamic characteristics of a subsonic aircraft containing the fuselage of at least one propulsion system, a fuel system, bearing planes, control profiles, the propulsion system is connected by sealed lines to local blowing zones located on the surfaces of the bearing planes and control profiles of the aircraft , local blowing zones are made in the form of permeable porous inserts.
Недостатком указанного технического решения является отсутствие возможности использовать изменение аэродинамических характеристик летательного аппарата от дозвуковых скоростей до гиперзвуковых скоростей.The disadvantage of this technical solution is the inability to use the change in the aerodynamic characteristics of the aircraft from subsonic speeds to hypersonic speeds.
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 (поперечной) 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 возрастают надежность и ресурс различных управляющих профилей, сокращается время совершения маневра до пределов, определяющихся только прочностными возможностями конструкции. 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 (lateral) force 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, as a result of which the reliability and service life of various control profiles increase, and the maneuvering time is reduced to limits that can only be determined strength capabilities of the design. 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 способе изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, заключающегося в отборе газа от источника газа и последующим подводе отобранного газа к проницаемым пористым вставкам на поверхностях летательного аппарата с температурой, отличной от температуры набегающего воздушного потока, а также от температуры пограничного слоя этого потока и выдуве этого газа локально в пограничный сверхзвуковой или дозвуковой слой воздушного потока, обтекающего профили летательного аппарата, с изменением давления в окрестности зоны выдува, в диапазоне скоростей летательного аппарата от дозвуковых до скоростей, соответствующих примерно 3,5 числа Маха, локальный дозвуковой выдув плоской струи газа через проницаемые пористые вставки производят, например, в виде смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигателя летательного аппарата с температурой, выше температуры набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К, создавая в окрестности зоны выдува область повышенного давления, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления через проницаемые пористые вставки производят дозвуковой выдув в пограничный слой набегающего воздушного потока струи низкотемпературного газа, например воздуха, полученного от системы его охлаждения в виде вихревой трубы, с температурой, отличной от температуры в разогретом пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью не менее, чем 1,5 м/сек, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления через проницаемые пористые вставки в пограничный слой набегающего воздушного потока производят дозвуковой выдув низкотемпературного газа, например воздуха, полученного от вихревой трубы, с температурой, отличной от температуры в разогретом пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью не более чем 1 м/сек.The technical result is achieved by the fact that in the method of changing the aerodynamic characteristics of a hypersonic aircraft, which consists in taking gas from a gas source and then supplying the sampled gas to permeable porous inserts on the surfaces of the aircraft with a temperature different from the temperature of the incident air flow, as well as from the boundary temperature layer of this stream and blowing this gas locally into the boundary supersonic or subsonic layer of the air stream flowing around the profiles fly For example, with a pressure change in the vicinity of the blowing zone, in the range of aircraft speeds from subsonic to speeds corresponding to about 3.5 Mach numbers, local subsonic blowing of a flat gas jet through permeable porous inserts is performed, for example, in the form of a mixture of air and combustion products fuel of an aircraft engine with a temperature higher than the temperature of the incident air flow by at least 400 K, creating in the vicinity of the blowing zone an area of high pressure, at aircraft speeds apparatus above 3.5 Mach numbers to create an area of increased pressure in the vicinity of the blowing zone through permeable porous inserts, produce a subsonic blast of a low-temperature gas jet, for example, air received from its cooling system in the form of a vortex tube, with a temperature excellent from the temperature in the heated boundary layer of the incoming air flow by at least 400 K and a speed of not less than 1.5 m / s, at aircraft speeds above 3.5 Mach numbers to create in the vicinity of the blowing zone of the reduced pressure region, through the permeable porous inserts into the boundary layer of the incoming air flow, a low-temperature gas, for example, air received from a vortex tube, with a temperature different from the temperature in the heated boundary layer of the incoming air flow by at least 400 K, is produced and speed not more than 1 m / s.
Кроме того, в приповерхностный слой профилей летательного аппарата при скорости летательного аппарата более 3,5 числа Маха выдувают дозвуковые плоские боковые струи воздуха с температурой 270-300 К.In addition, subsonic flat side air jets with a temperature of 270-300 K are blown into the surface layer of the aircraft profiles at an aircraft speed of more than 3.5 Mach numbers.
Кроме того, при скоростях летательного аппарата более 3,5 числа Маха скорость выдуваемой через проницаемые пористые вставки плоской струи воздуха для создания в окрестности вставки области пониженного давления составляет 0,1-1 м/сек.In addition, at aircraft speeds of more than 3.5 Mach numbers, the velocity of a flat stream of air blown through permeable porous inserts to create a reduced pressure region in the vicinity of the insert is 0.1-1 m / s.
Кроме того, маневрирование, например, поворот и наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через проницаемые пористые вставки на фюзеляже, несущих плоскостях и управляющих профилях летательного аппарата.In addition, maneuvering, for example, turning and tilting the aircraft, is carried out by adjusting the flow of subsonic gas jets through permeable porous inserts on the fuselage, bearing planes and control profiles of the aircraft.
Технический результат достигается также и тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, обтекаемого воздушным потоком, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, источник отбираемого газа, присоединенный герметичными магистралями к проницаемым пористым вставкам для локального выдува газа в пограничный слой воздушного потока, площадь поперечного сечения каналов в проницаемых пористых вставках составляет 30-60% от площади самой вставки, расстояние между соседними вставками в 6-10 раз больше ширины вставки, проницаемые пористые вставки герметичными магистралями присоединены к источнику низкотемпературного газа в виде вихревой трубы.The technical result is also achieved by the fact that in the device for changing the aerodynamic characteristics of a hypersonic aircraft streamlined by an air stream containing the fuselage of at least one propulsion system, a fuel system, bearing planes and control profiles, a source of sampled gas connected to the sealed lines to permeable porous inserts for local gas blowing into the boundary layer of the air flow, the cross-sectional area of the channels in the permeable porous insert x is 30-60% of the area of the insert itself, the distance between adjacent inserts is 6-10 times greater than the width of the insert, permeable porous inserts are sealed by pressure lines connected to the source of low-temperature gas in the form of a vortex tube.
Кроме того, источником разогретого газа служит камера сгорания реактивного двигателя.In addition, the source of the heated gas is the combustion chamber of a jet engine.
Кроме того, источником разогретого газа служит выхлопное сопло реактивного двигателя.In addition, the source of the heated gas is the exhaust nozzle of the jet engine.
Кроме того, проницаемая пористая вставка имеет прямоугольную форму.In addition, the permeable porous insert has a rectangular shape.
Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены рядами на нижней и/или верхней поверхности обшивки гиперзвукового летательного аппарата параллельно передней кромке соответствующей поверхности или перпендикулярно направлению набегающего воздушного потока.In addition, permeable porous inserts are placed in rows on the lower and / or upper surface of the skin of a hypersonic aircraft parallel to the front edge of the corresponding surface or perpendicular to the direction of the incoming air flow.
Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке несущей плоскости рядами один за другим.In addition, permeable porous inserts are arranged parallel to the front edge of the bearing plane in rows one after another.
Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха несущей плоскости рядами один за другим перпендикулярно хорде несущей плоскости и направлению набегающего воздушного потока.In addition, permeable porous inserts are placed along the span of the 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, проницаемые пористые вставки размещены на поверхностях управляющих профилей летательного аппарата.In addition, permeable porous inserts are placed on the surfaces of the control profiles of the aircraft.
Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного слоя.In addition, in front of each permeable porous insert and parallel to it, a flat rectangular slit was made for tearing and renewing the near-surface layer.
Кроме того, между зоной локального выдува и прилегающей поверхностью установлена экранно-вакуумная теплоизоляция.In addition, a screen-vacuum thermal insulation is installed between the local blowing zone and the adjacent surface.
Таким образом, локализованный подвод газа с указанными параметрами в зависимости от скорости летательного аппарата существенно влияет на величину дополнительной поперечной (подъемной) силы и позволяет менять ее в широких пределах. Величина этой дополнительной поперечной 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.Thus, a localized gas supply with the indicated parameters, depending on the speed of the aircraft, significantly affects the value of the additional transverse (lifting) force and allows changing it over a wide range. The magnitude of this additional transverse force depends on the number and location of the zones of local gas blowing, the geometry of the blowing zone, speed (mass flow) and temperature of the gas being blown, as well as on the flight speed (Mach number) of the aircraft, pressure, density and air temperature corresponding to altitude, gas flow regime near the streamlined surface, etc.
Например, при дозвуковом режиме полета со скоростями более 0,7 числа Маха и до 3,5 числа Маха, то есть при относительно не разогретом приповерхностном слое набегающего воздушного потока, целесообразно через проницаемые пористые вставки выдувать с дозвуковой скоростью плоскую газовую струю с температурой, как показали экспериментальные и расчетные данные, не менее чем на 400К выше температуры воздуха в приповерхностном слое и получать при этом дополнительную поперечную силу, которая может превышать обычную подъемную силу в 1,5-2 раза. Эту дополнительную силу можно использовать не только для увеличения общей подъемной силы, но и для целей быстрого маневрирования при этих скоростях, что может быть важным при тех или иных видах угроз летательному аппарату.For example, in the case of a subsonic flight regime with speeds of more than 0.7 Mach numbers and up to 3.5 Mach numbers, that is, with a relatively unheated near-surface layer of the incoming air flow, it is advisable to blow through a permeable porous insert with a subsonic velocity a flat gas jet with a temperature as showed experimental and calculated data, not less than 400K higher than the air temperature in the surface layer and at the same time receive additional lateral force, which can exceed the normal lifting force by 1.5-2 times. This additional force can be used not only to increase the overall lifting force, but also for the purpose of quick maneuvering at these speeds, which can be important for various types of threats to the aircraft.
Однако эта технология невозможна при более высоких скоростях летательного аппарата из-за трудности создания указанного минимального интервала в 400 К между выдуваемой дозвуковой струей подогретого газа и пограничным слоем набегающего воздушного потока. В частности, при числе Маха, больше 3,5, воздух в приповерхностном слое разогревается до 1200-1500 К. Однако этот температурный интервал в 400 К может быть сохранен, если в разогретый приповерхностный слой выдувать уже охлажденный воздух, полученный, например, от вихревой трубы. При выдуве низкотемпературного воздуха (270-300 К) через проницаемые пористые вставки со скоростью 1,5-15 м/сек в разогретый пограничный слой основного набегающего гиперзвукового потока этот поток, что не противоречит уравнению обращения воздействия, в силу достаточно большого массоподвода к локальной зоне выдува, тормозится, скорость его уменьшается, давление потока повышается, возникает положительный градиент давления и, как следствие, область возвратного течения, способствующая дальнейшему повышению давления. Сила давления повышается в этом случае в 1,8-2 раза по сравнению с силой давления основного гиперзвукового потока. Область повышенного давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности. То есть область повышенного давления распространяется на всю обтекаемую поверхность. Выдув воздуха с указанными параметрами может быть организован, например, на нижних поверхностях крыльев летательного аппарата и его корпуса, в результате чего потолок высот может быть существенно повышен. Действительно, при подводе достаточной массы к сверх- или гиперзвуковому воздушному потоку при указанной скорости он тормозится, а его давление повышается. Кроме того, подвод холодной массы воздуха к горячему потоку приводит к тому, что препятствие в виде выдуваемой струи становится более плотным - в несколько раз, вследствие чего торможение на этом участке становится более эффективным, а давление в большей мере возрастает. Однако это не единственный метод воздействия на основной воздушный поток, так как в соответствии с уравнением обращения воздействия можно получить и обратный эффект - понижения давления в локальной зоне выдува, если существенно уменьшить массоподвод выдуваемого низкотемпературного воздуха. В этом случае дозвуковой выдув низкотемпературного воздуха (270-300 К) через проницаемые пористые вставки со скоростью 0,1-1 м/сек в разогретый пограничный слой основного гиперзвукового потока приводит в соответствии с уравнением обращения воздействия к ускорению основного потока вблизи поверхности и понижению давления, то есть создается разрежение. Такое падение давления составляет 20-30% от давления в невозмущенном основном набегающем гиперзвуковом потоке. Действительно, уравнение обращения воздействия показывает, что при отводе тепла от сверх или гиперзвукового потока газа этот поток ускоряется, а давление потока падает. Данное свойство можно применять, например, на верхних поверхностях несущих плоскостей или корпуса для увеличения подъемной (поперечной) силы, а на нижних поверхностях - для маневрирования. При этом минимально возможный перепад температур в этом случае должен быть порядка 400 К.However, this technology is not possible at higher speeds of the aircraft due to the difficulty of creating the specified minimum interval of 400 K between the blown subsonic jet of heated gas and the boundary layer of the incoming air flow. In particular, with a Mach number greater than 3.5, the air in the surface layer is heated to 1200-1500 K. However, this temperature range of 400 K can be maintained if already cooled air obtained, for example, from vortex, is blown into the heated surface layer. pipes. When low-temperature air (270-300 K) is blown through permeable porous inserts with a speed of 1.5-15 m / s into a heated boundary layer of the main incident hypersonic flow, this flow, which does not contradict the inversion equation, due to a sufficiently large mass supply to the local zone blowing, slows down, its speed decreases, the flow pressure rises, a positive pressure gradient arises and, as a result, the region of the return flow, contributing to a further increase in pressure. The pressure force increases in this case by 1.8-2 times compared with the pressure force of the main hypersonic flow. The high pressure region extends up and downstream along the surface. That is, the area of high pressure extends to the entire streamlined surface. Air blowing with the indicated parameters can be organized, for example, on the lower surfaces of the wings of an aircraft and its body, as a result of which the ceiling of heights can be significantly increased. Indeed, when sufficient mass is supplied to a supersonic or hypersonic air flow at a specified speed, it slows down and its pressure rises. In addition, the supply of a cold mass of air to the hot stream leads to the fact that the obstacle in the form of an blown jet becomes more dense - several times, as a result of which the braking in this section becomes more effective, and the pressure increases to a greater extent. However, this is not the only method of influencing the main air flow, since in accordance with the equation for reversing the effect, the opposite effect can also be obtained - lowering the pressure in the local blowing zone if the mass supply of the blown low-temperature air is significantly reduced. In this case, subsonic blowing of low-temperature air (270-300 K) through permeable porous inserts at a speed of 0.1-1 m / s into a heated boundary layer of the main hypersonic flow leads, in accordance with the equation for reversing the action, to accelerate the main flow near the surface and lower the pressure , that is, a vacuum is created. Such a pressure drop is 20-30% of the pressure in the unperturbed main incident hypersonic flow. Indeed, the inversion equation of action shows that when heat is removed from a supersonic or hypersonic gas stream, this stream accelerates and the pressure of the stream drops. This property can be used, for example, on the upper surfaces of bearing planes or the casing to increase the lifting (lateral) force, and on the lower surfaces for maneuvering. In this case, the minimum possible temperature difference in this case should be about 400 K.
Следует также отметить, что одним из важных показателей, от которого зависит значение подъемной (поперечной) силы, является разница температур выдуваемого через проницаемые вставки газа и основного набегающего воздушного потока (или пограничного слоя при аэродинамическом нагреве), при увеличении которой растет дополнительная поперечная сила. Однако в силу нелинейности протекающих при взаимодействии этих газовых потоков процессов при определенной разнице температур указанных потоков - менее 400 К - дополнительная подъемная (поперечная) сила на поверхностях летательного аппарата существенно уменьшается.It should also be noted that one of the important indicators on which the value of the lifting (transverse) force depends is the temperature difference between the gas blown through the permeable inserts and the main incoming air flow (or the boundary layer during aerodynamic heating), with an increase in which the additional transverse force grows. However, due to the nonlinearity of the processes occurring during the interaction of these gas flows, at a certain temperature difference of these flows — less than 400 K — the additional lifting (transverse) force on the surfaces of the aircraft decreases significantly.
Что касается суммарной площади отверстий в проницаемой вставке, то следует отметить, что уменьшение площади отверстий в проницаемой вставке ниже 30% от площади всей вставки приводит к уменьшению скорости выдува газовой струи, и эта струя превращается в тонкую пленку, что приводит к прекращению взаимодействия обоих указанных газовых потоков. Увеличение площади совокупных отверстий проницаемой вставки больше 60% от площади всей вставки приводит к ухудшению прочностных свойств этой части обшивки летательного аппарата, а также к избыточному расходу выдуваемого газа.As for the total area of the holes in the permeable insert, it should be noted that a decrease in the area of the holes in the permeable insert below 30% of the area of the entire insert leads to a decrease in the speed of blowing the gas jet, and this jet turns into a thin film, which leads to the termination of the interaction of both of these gas flows. An increase in the area of the total openings of the permeable insert is more than 60% of the area of the entire insert leads to a deterioration in the strength properties of this part of the skin of the aircraft, as well as to an excessive flow of blown gas.
При уменьшении расстояния между соседними вставками ниже шести значений ширины вставки параметры набегающего основного потока газа на следующей вставке не успеют восстановиться до значений в основном потоке газа.If the distance between adjacent inserts decreases below six values of the width of the insert, the parameters of the incident main gas flow at the next insert will not have time to recover to the values in the main gas flow.
Использование вихревой трубы со сравнительно низкой температурой газа на выходе целесообразно при гиперзвуковых скоростях, вследствие чего интервал между температурами выдуваемого и основного газовых потоков можно удержать в указанных пределах.The use of a vortex tube with a relatively low temperature of the gas at the outlet is advisable at hypersonic speeds, as a result of which the interval between the temperatures of the blown and main gas flows can be kept within these limits.
На фиг.1 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 0,7 числа Маха, но менее скорости, соответствующей 1,0 числа Маха, с выдувом на нижних поверхностях аппарата нагретого газа для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата нагретого газа для создания в окрестности зоны выдува областиFigure 1 shows a cross-sectional side view of a hypersonic aircraft in a speed mode of more than 0.7 Mach numbers, but less than a speed corresponding to Mach 1.0, with blowing on the lower surfaces of the heated gas apparatus to create a pressure region and blowing on the upper planes hot gas apparatus for creating a region in the vicinity of the blowing zone
повышенного давления, где V∞ - вектор скорости основного набегающего дозвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, p∞ - давление основного воздушного потока, T∞ - температура основного воздушного потока, p1 - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р2 - давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T1 - температура выдуваемого через вставки воздуха на нижней поверхности аппарата, Т2 - температура выдуваемого через вставки воздуха на верхней поверхности аппарата, Yдоп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве нагретого газа через вставки.high pressure, where V ∞ is the velocity vector of the main incoming subsonic air flow, V is the local air velocity, p ∞ is the pressure of the main air flow, T ∞ is the temperature of the main air flow, p 1 is the pressure in the vicinity of the permeable insert on the lower surface of the apparatus , p 2 is the pressure in the vicinity of the permeable insert on the upper surface of the apparatus, T 1 is the temperature of the air blown through the inserts on the lower surface of the apparatus, T 2 is the temperature of the air blown through the inserts on the upper surface ty of the apparatus, Y add - additional lateral force arising when the heated gas is blown through the inserts.
На фиг.2 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 1,0 числа Маха, но менее скорости, соответствующей 3,5 числа Маха, с выдувом на нижних поверхностях аппарата нагретого газа для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата нагретого газа для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления, где V∞ - вектор скорости основного набегающего гиперзвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, р∞ - давление основного воздушного потока, Т∞ - температура основного воздушного потока, p1 - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р2 - давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T1 - температура выдуваемого через вставки газа на нижней поверхности аппарата, Т2 - температура выдуваемого через вставки газа на верхней поверхности аппарата, Yдоп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве нагретого газа через вставки.Figure 2 shows a cross-sectional side view of a hypersonic aircraft in a speed mode of more than 1.0 Mach number, but less than a speed corresponding to 3.5 Mach number, with blowing on the lower surfaces of the heated gas apparatus to create a pressure region and blowing on the upper planes a heated gas apparatus to create a high pressure region in the vicinity of the blowing zone, where V ∞ is the velocity vector of the main incident hypersonic air flow, V is the local air velocity, p ∞ is the pressure of the main air flow, T ∞ - temperature of the main air flow, p 1 - pressure in the vicinity of the permeable insert on the lower surface of the apparatus, p 2 - pressure in the vicinity of the permeable insert on the upper surface of the apparatus, T 1 - temperature of the gas blown through the inserts on the lower surface of the apparatus, T 2 - the temperature of the gas blown through the inserts on the upper surface of the apparatus, Y add - additional transverse force arising when the heated gas is blown through the inserts.
На фиг.3 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 3,5 числа Маха с выдувом на нижних поверхностях аппарата низкотемпературного газа при скорости не менее 1,5 м/сек для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата низкотемпературного газа при скорости не более 1,0 м/сек для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления, где V∞ - вектор скорости основного набегающего гиперзвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, р∞ - давление основного воздушного потока, T∞ - температура основного воздушного потока, p1 - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р2 -давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T1 - температура выдуваемого через вставки воздуха на нижней поверхности аппарата, Т2 - температура выдуваемого через вставки воздуха на верхней поверхности аппарата, Тпс - температура воздуха в пограничном слое на поверхности летательного аппарата (Тпс>T∞), Yдоп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве низкотемпературного воздуха через вставки.Figure 3 shows a cross-sectional side view of a hypersonic aircraft in a speed mode of more than 3.5 Mach numbers with blowing on the lower surfaces of the low-temperature gas apparatus at a speed of at least 1.5 m / s to create an area of high pressure and blowing on the upper planes of the low-temperature apparatus gas at a rate not more than 1.0 m / sec to create a region in the vicinity of the blowing zone of reduced pressure where V ∞ - the velocity vector of the incoming primary air flow hypersonic, V - the local velocity of the air flow, p ∞ - pressur e main air stream, T ∞ - the temperature of the main air stream, p 1 - the pressure in the vicinity of the permeable insert on the bottom surface of the unit, p2 is the pressure in the vicinity of the permeable insert in the upper surface of the device, T 1 - temperature of air blown out through the insertion on the lower surface apparatus 2 T - temperature air blown out through the insertion apparatus at the upper surface, T nc - air temperature in the boundary layer on the surface of the aircraft (T ps> T ∞), Y ext - additional transverse force originated yuschaya when blowing low temperature air through the insert.
Устройство для изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата содержит (фиг.1-3) двигательную установку 1, например реактивный двигатель, который включает в себя: воздухозаборник 2, камеру сгорания 3, выхлопное сопло 4 двигателя; герметичную магистраль 5 для отбора газа (продуктов сгорания топлива) от камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4 и подачи его к проницаемым пористым вставкам 6, размещенным на фюзеляже, несущих плоскостях и управляющих поверхностях аппарата, регулирующие элементы 7 герметичной магистрали 5, вихревую трубу 8, соединенную с воздухозаборником 2, а также через магистраль 9, соединенную с проницаемыми пористыми вставками 6. Эти вставки могут использоваться как для выдува низкотемпературного воздуха от вихревой трубы 8, так и нагретого газа. Проницаемые пористые вставки 6 для выдува газа через поверхности летательного аппарата в набегающий поток, оси которых перпендикулярны хорде несущей плоскости или параллельны передней кромке несущей плоскости, также могут занимать и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности несущей плоскости, чтобы избежать срыва воздушного потока. Плоские щели 10 прямоугольной формы расположенны перед проницаемыми пористыми вставками 6 и параллельно им на заданном расстоянии. Они предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности несущей плоскости или несущего корпуса. Проницаемые пористые вставки 6 могут быть размещены рядами на нижней и/или верхней поверхности обшивки гиперзвукового летательного аппарата параллельно передней кромке, соответствующей поверхности или перпендикулярно направлению набегающего воздушного потока. Проницаемые пористые вставки 6 могут быть размещены на поверхностях управляющих профилей летательного аппарата для осуществления быстрого маневрирования. Кроме того, предусмотрены системы охлаждения поверхностей, примыкающих к проницаемым пористым вставкам (не показаны), экранно-вакуумная теплоизоляция (не показана).A device for changing the aerodynamic characteristics of a hypersonic aircraft contains (Figs. 1-3) a
Устройство эффективно работает на любых режимах полета гиперзвукового летательного аппарата от дозвуковых (0,7 числа Маха) и до гиперзвуковых - вплоть до 20 чисел Маха, с использованием всех трех указанных способов выдува дозвуковых плоских газовых струй через проницаемые пористые вставки.The device works effectively on any flight regime of a hypersonic aircraft from subsonic (0.7 Mach numbers) to hypersonic up to 20 Mach numbers using all three of these methods of blowing subsonic flat gas jets through permeable porous inserts.
При числах Маха больше единицы предлагаемый способ обеспечивает значительное увеличение подъемной силы и, как следствие, позволяет увеличить полезную нагрузку летательного аппарата или экономить топливо. Высокая маневренность аппарата обеспечивается при любых скоростях летательного аппарата.With Mach numbers greater than unity, the proposed method provides a significant increase in lift and, as a result, allows to increase the payload of the aircraft or save fuel. High maneuverability of the device is ensured at all speeds of the aircraft.
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Воздухозаборник 2 обеспечивает работу двигателя 1, 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, при скорости аппарата меньше 3,5 числа Маха (фиг.1, 2), осуществляют отбор газа из камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4, или от газогенератора, который 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 проницаемыми пористыми вставками 6. В эту же магистраль 5 подают воздух, например, от воздухозаборника 2. После перемешивания холодного и горячего компонентов образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 7 поступает к проницаемым пористым вставкам 6 на поверхностях летательного аппарата. Через пористые вставки 6 производят выдув воздуха, газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий поток.The
Дозвуковая плоская поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 6, является также препятствием и для высокоскоростного дозвукового набегающего потока (число Маха больше 0,7), который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким (фиг.1). В результате давление газа в области выдува значительно повышается и передается на соответствующую поверхность летательного аппарата. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - например, вдоль хорды несущей плоскости - положительного градиента давления, который приводит к развороту потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения. Образование этой области приводит к более интенсивному торможению сверхзвукового приповерхностного потока воздуха (фиг.2) или высокоскоростного дозвукового потока (фиг.1), дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль соответствующей поверхности и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя (при дозвуковом обтекании вверх по потоку вдоль пограничного слоя) (см. Г. Шлихтинг. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1974 г., стр.65). Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа.The subsonic flat transverse jet of gas blown through permeable
При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий высокоскоростной дозвуковой или 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 соответствующую поверхность летательного аппарата. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа, или в области локального тепломассоподвода, приводит к возникновению продольного - например, вдоль хорды несущей плоскости - положительного градиента давления, который приводит к развороту потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения. 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, например, вдоль поверхности несущей плоскости и вверх по потоку вдоль дозвуковой части приповерхностного (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, например, на нижнюю поверхность несущей плоскости и фюзеляжа, 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 при отсутствии локального выдува газа. Это, в свою очередь, приведет к увеличению подъемной силы несущих плоскостей, удерживающей летательный аппарат в полете.When a jet of heated gas is blown locally into a cold incident high-speed subsonic or supersonic flow in accordance with the equation of the inverse of the action (see G.N. Abramovich. Applied gas dynamics. - M.: Nauka, 1969, p.188-189), intense braking occurs flow, accompanied by an increase in 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 corresponding surface of the aircraft. An increase in pressure in the zone of local blowing out of heated gas, or in the region of local heat and mass supply, leads to the appearance of a longitudinal - for example, along the chord of the bearing plane - positive pressure gradient, which leads to a turn of the viscous gas flow on the streamlined surface and the formation of a local region of the return flow. 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, for example, along the surface of the bearing plane and upstream along the subsonic part of the near-surface (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 arisen transverse force acting, for example, on the lower surface of the bearing plane and the fuselage, with 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 in the absence of local gas blowing. This, in turn, will lead to an increase in the lifting force of the bearing planes holding the aircraft in flight.
Кроме того, вследствие образования локальных зон возвратного течения при локальном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока, снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.In addition, due to the formation of local zones of return flow during local gas blowing, in which the gas moves in the opposite direction to the undisturbed flow, the integral frictional drag force, which prevents the aircraft from moving horizontally, decreases.
Кроме того, данное устройство благодаря локальному выдуву разогретого газа через соответствующие проницаемые пористые вставки обеспечивает интенсивное торможение сверхзвукового потока вблизи зоны выдува, сопровождающееся повышением давления в области, площадь которой соизмерима, например, с площадью несущей плоскости, поскольку выдув разогретого газа осуществляют через несколько проницаемых пористых вставок 6, расположенных одна за другой вдоль хорды или одна возле другой по размаху несущей плоскости. Причем перед каждой пористой вставкой 6 и параллельно ее оси размещена щель 10 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 corresponding permeable porous inserts provides intensive braking of the supersonic flow near the blowing zone, accompanied by an increase in pressure in a region whose area is comparable, for example, to the area of the carrier plane, since the blowing of the heated gas is carried out through several permeable
Повышения давления в гиперзвуковом потоке можно достигнуть и при выдуве низкотемпературного воздуха (270-300 К), полученного от вихревой трубы 8, и подведенного к проницаемым пористым вставкам 6 по магистрали 9 со скоростью 1,5-15 м/сек в разогретый гиперзвуковой поток (выше 3,5 числа Маха) (фиг.3). Этот поток при подобном достаточно значительном массоподводе воздуха через вставки 6 в соответствии с уравнением обращения воздействия тормозится, скорость его уменьшается, давление потока повышается, возникает положительный градиент давления и, как следствие, область возвратного течения, способствующая дальнейшему повышению давления. Сила давления повышается в этом случае в 1,8-2 раза по сравнению с давлением основного набегающего гиперзвукового потока. Область повышенного давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности. То есть область повышенного давления распространяется на всю обтекаемую поверхность. Действительно, при подводе достаточной массы к гиперзвуковому воздушному потоку он тормозится, а его давление повышается. Кроме того, подвод холодной массы воздуха к горячему потоку приводит к тому, что препятствие в виде выдуваемой струи становится более плотным - в несколько раз, - вследствие чего торможение на этом участке становится более эффективным, а давление в большей мере возрастает.An increase in pressure in a hypersonic flow can also be achieved by blowing low-temperature air (270-300 K) obtained from the vortex tube 8 and brought to the permeable
При скорости полета больше 3,5 числа Маха можно в соответствии с уравнением обращения воздействия достигнуть и обратного эффекта (фиг.3), то есть падения давления в локальной зоне выдува, если существенно уменьшить массоподвод при достаточно большой разнице температур между низкотемпературной выдуваемой плоской струей воздуха и разогретым набегающим гиперзвуковым потоком. В частности, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления через проницаемые пористые вставки 6 в пограничный слой набегающего воздушного потока производят выдув низкотемпературного газа, полученного от вихревой трубы 8, с температурой, отличной от температуры набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью из интервала от 0,1 м/сек до 1 м/сек.At a flight speed of more than 3.5 Mach numbers, the opposite effect can also be achieved (Fig. 3), i.e., the pressure drop in the local blowing zone, if the mass supply is significantly reduced with a sufficiently large temperature difference between the low-temperature blown flat air stream and warmed up oncoming hypersonic flow. In particular, at aircraft speeds above 3.5 Mach numbers, in order to create a reduced pressure region in the vicinity of the blowing zone, through the permeable
Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает создание дополнительной подъемной силы и, как следствие, увеличение нагрузки при неизменной высоте полета и скорости летательного аппарата или к увеличению высоты полета летательного аппарата при неизменной скорости в чрезвычайно широком диапазоне скоростей. С увеличением высоты полета из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается сила лобового сопротивления, препятствующая движению летательного аппарата, определяемая по формулеThus, the proposed technical solution provides the creation of additional lifting force and, as a result, an increase in load at a constant flight altitude and speed of the aircraft or to an increase in the flight altitude of the aircraft at a constant speed in an extremely wide range of speeds. With an increase in flight altitude due to a decrease in the density of atmospheric air, the drag force, which impedes the movement of the aircraft, decreases according to the formula
где Сха - коэффициент силы лобового сопротивления;where C ha is the coefficient of force of drag;
р∞ - плотность воздуха на заданной высоте;p ∞ - 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=Ха, которая пропорциональна массовому расходу топлива m. Поэтому запас топлива может быть уменьшен, а нагрузка увеличена. При неизменном запасе топлива увеличивается максимальная дальность полета. При неизменной тяге двигателей может быть увеличена максимальная скорость полета и снижено время доставки груза к месту назначения.A decrease in drag force leads to a decrease in the required thrust of the engines P = Xa, which is proportional to the mass fuel consumption m. Therefore, the fuel supply can be reduced, and the load is increased. With a constant fuel supply, the maximum flight range increases. With a constant thrust of the engines, the maximum flight speed can be increased and the time of cargo delivery to the destination can be reduced.
Для примера проиллюстрируем возможность торможения сверхзвукового и гиперзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном выдуве разогретого газа в поток или достаточной массы низкотемпературного воздуха следующим образом.As an example, we illustrate the possibility of braking a supersonic and hypersonic flow near a streamlined surface when a heated gas is locally blown into a stream or a sufficient mass of low-temperature air as follows.
Уравнение обращения воздействия имеет видThe equation for the treatment of exposure has the form
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;
dV - приращение скорости газа;dV is the increment of gas velocity;
dS - приращение площади сечения потока;dS is the increment of the cross-sectional area of the flow;
dm - дополнительная масса, подведенная к потоку газа;dm is the additional mass supplied to the gas flow;
d Qнар - 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;
к - показатель адиабаты газа.k is the gas adiabatic exponent.
Это уравнение показывает, что при подводе массы (dm>0) и тепла (d Qнар>0) к сверхзвуковому потоку (М∞>1) скорость газа уменьшается (dV<0), поток тормозится, а его давление в соответствии с законом сохранения энергии возрастает. Этот же эффект может быть и при подводе сравнительно холодной массы, если последняя, то есть массоподвод, превалирует, что и проявляется при указанных условиях для гиперзвукового потока (скорость полета больше 3,5 числа Маха), а именно: при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления через проницаемые пористые вставки производят выдув в пограничный слой набегающего воздушного потока струи низкотемпературного воздуха полученного от вихревой трубы 8, с температурой, отличной от температуры в пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью от 1,5 м/сек до 15 м/сек.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. The same effect can occur when a relatively cold mass is supplied, if the latter, that is, a mass supply, prevails, which is manifested under the indicated conditions for hypersonic flow (flight speed is greater than 3.5 Mach numbers), namely: at aircraft speeds above 3 ,
Рассмотрим далее некоторые процессы, сопутствующие локальному выдуву дозвуковых струй в набегающий поток воздуха.Next, we consider some of the processes associated with the local blowing of subsonic jets into the incoming air stream.
Следует отметить, что в случае локального выдува газа через проницаемую пористую поверхность 6 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:It should be noted that in the case of local gas blowing through the permeable
где p1=р∞ - давление в невозмущенном потоке;where p 1 = p ∞ is the pressure in the unperturbed flow;
p2 - 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 соотношениемFormula (3) shows that with an increase in the Mach number of the flight 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 density of the gas 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. Н.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 NFKrasnov, VNKosheva. 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 areas of the return flow arise, which have an additional geometric effect on the flow, creating conditions for its more intense braking, pressure increase and decrease in integral force friction resistance.
Определенный вклад в формирование поперечной силы вносит и сила реакции выдуваемой через поверхность 6 несущей плоскости 7 струи газа.A certain contribution to the formation of the transverse force is also made by the reaction force of the gas jet blown through the
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 6 на поверхностях летательного аппарата составит доли процента от массового расхода продуктов сгорания одного двигателя гиперзвукового 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 Vc. Поэтому сила реакции дозвуковой струи Рр незначительна.However, the mass flow rate of the blown gas is negligible. The estimates show that the total mass flow rate of the blown gas in relation to the proposed method in the case of using permeable
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 без локального выдува газа. Аналогичным образом увеличится и подъемная сила. При этом улучшаются маневренные свойства и устойчивость 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 without local gas blowing. Similarly, the lifting force will increase. This improves the maneuverability and stability of the aircraft.
Кроме того, величина поперечной силы, действующей на обтекаемую поверхность, возрастает с увеличением скорости выдуваемого газа.In addition, the magnitude of the transverse force acting on the streamlined surface increases with increasing speed of the blown gas.
Требуемые значения скорости и плотности выдуваемого газа определены на основе экспериментальных данных. При этом скорость выбирается так, чтобы массовый расход смеси не слишком сильно отличался от величины в 1% от массового расхода продуктов сгорания топлива двигателя. Плотность определяется величиной давления потока воздуха вблизи обтекаемых поверхностей, которая зависит от степени торможения потока при выдуве струи газа.The required values of the velocity and density of the blown gas are determined on the basis of experimental data. The speed is selected so that the mass flow rate of the mixture does not differ too much from a value of 1% of the mass flow rate of the combustion products of the engine fuel. The density is determined by the pressure of the air flow near the streamlined surfaces, which depends on the degree of deceleration of the flow when blowing a gas stream.
Площадь поперечного сечения каналов в пористой вставке 6 составляет 30-60% от площади самой вставки, имеющей форму прямоугольника. При этом ширина вставки 6 для локального выдува газа должна быть в 6-10 раз меньше расстояния между вставками, например, вдоль хорды несущей плоскости.The cross-sectional area of the channels in the
Для уменьшения перетекания тепла от проницаемых пористых вставок 6 в соседнюю конструкцию на контактной поверхности между ними установлена экранно-вакуумная теплоизоляция.To reduce the flow of heat from permeable
По конкретной величине дополнительной подъемной силы, полученной за счет дозвукового выдува разогретого газа через вставки, были получены следующие данные. При М∞=2,35, высоте полета Н=16 км, малой дозвуковой скорости газа, выдуваемого через поверхность, ширине проницаемой пористой вставки в 9 раз меньше длины участка поверхности, обтекаемой сверхзвуковым 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 obtained for a specific value of the additional lifting force obtained by subsonic blowing of the heated gas through the inserts. At M ∞ = 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 9 times less than the length of the surface portion streamlined by the supersonic flow, the temperature of the gas blown out 600 K, the length of the surface region ~ 1.5 m, the width of the plot is 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 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 при скоростях менее 3,5 числа Маха или низкотемпературный воздух при скоростях летательного аппарата больше 3,5 числа Маха подводят к одной из двух сторон управляющего профиля 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 at speeds of less than 3.5 Mach numbers or low temperature air at speeds of the aircraft greater than Mach Mach 3.5 is brought to one of the two sides of the control profile 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 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.The proposed technical solution can also be applied to form a force that slows down the aircraft if gas blowing 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.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008136147/11A RU2383469C1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008136147/11A RU2383469C1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2383469C1 true RU2383469C1 (en) | 2010-03-10 |
Family
ID=42135161
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008136147/11A RU2383469C1 (en) | 2008-09-09 | 2008-09-09 | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2383469C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2559193C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-08-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Новосибирский национальный исследовательский государственный университет" (Новосибирский государственный университет, НГУ) | Method of control over supersonic aircraft overflow |
| US9494028B2 (en) | 2010-12-13 | 2016-11-15 | Schlumberger Technology Corporation | Measuring speed of rotation of a downhole motor |
-
2008
- 2008-09-09 RU RU2008136147/11A patent/RU2383469C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9494028B2 (en) | 2010-12-13 | 2016-11-15 | Schlumberger Technology Corporation | Measuring speed of rotation of a downhole motor |
| RU2559193C1 (en) * | 2014-04-25 | 2015-08-10 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Новосибирский национальный исследовательский государственный университет" (Новосибирский государственный университет, НГУ) | Method of control over supersonic aircraft overflow |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6930743B2 (en) | Ejector and airfoil shape | |
| US20200339269A1 (en) | Winglet ejector configurations | |
| US20200339247A1 (en) | Fluidic propulsive system | |
| EP3112650A1 (en) | Inlet flow restrictor | |
| US6464171B2 (en) | Leading edge channel for enhancement of lift/drag ratio and reduction of sonic boom | |
| RU2383469C1 (en) | Method to vary hypersonic aircraft aerodynamic characteristics and device to this end | |
| JP7217272B2 (en) | Winglet ejector configuration | |
| RU2282563C2 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of subsonic flying vehicle and device for realization of this method | |
| RU2274585C2 (en) | Method for variation of aerodynamic characteristics of flight vehicle and device for its realization | |
| RU2272746C1 (en) | Method of change of aerodynamic characteristics of flying vehicle control surfaces and device for realization of this method | |
| RU2120396C1 (en) | Propulsor | |
| LAVI et al. | Feasibility investigation of aerodynamic round-lip inlet. | |
| LOTH et al. | Thrust savings limitations with blown high lift wings | |
| PETIT et al. | Analysis, design and test of thrust reverser and thrust vectoring systems for STOL transport aircraft | |
| BR112018004252B1 (en) | DRIVE SYSTEMS FOR AIR VEHICLES THAT USE THE PRINCIPLES OF FLUIDICS IN THE DRAG AND ACCELERATION OF THE AMBIENT AIR AND VEHICLES THAT USE THEM |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140910 |