RU2478529C2 - Method of reducing signature of jet engine (versions) - Google Patents
Method of reducing signature of jet engine (versions) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2478529C2 RU2478529C2 RU2009128582/11A RU2009128582A RU2478529C2 RU 2478529 C2 RU2478529 C2 RU 2478529C2 RU 2009128582/11 A RU2009128582/11 A RU 2009128582/11A RU 2009128582 A RU2009128582 A RU 2009128582A RU 2478529 C2 RU2478529 C2 RU 2478529C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- engine
- aircraft
- mode
- angle
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к средствам снижения уровня демаскирующих признаков (заметности) летательного аппарата (ЛА), в частности его силовой установки (СУ).The invention relates to means for reducing the level of unmasking signs (visibility) of an aircraft (LA), in particular its power plant (SU).
Известен способ снижения заметности силовой установки летательного аппарата в радиолокационном (РЛ), инфракрасном (ИК) и акустическом (АК) диапазонах длин волн (RU, №2215669 С1).There is a method of reducing the visibility of the power plant of the aircraft in the radar (infrared), infrared (IR) and acoustic (AK) wavelength ranges (RU, No. 2215669 C1).
При осуществлении известного способа обеспечивается возможность снижения заметности силовой установки летательного аппарата в радиолокационном, инфракрасном, акустическом диапазонах длин волн путем установки в потоке газа внутри сопла экранирующего приспособления, которое выполняют в виде противорадиолокационной и противоинфракрасной решеток, уменьшающих также акустическую заметность.When implementing the known method, it is possible to reduce the visibility of the power plant of the aircraft in the radar, infrared, acoustic wavelength ranges by installing a shielding device in the gas stream inside the nozzle, which is made in the form of anti-radar and anti-infrared gratings, which also reduce acoustic visibility.
В качестве недостатков известного способа следует отметить увеличение веса силовой установки, вызванного введением дополнительных конструктивных элементов, включая механизм уборки-выпуска, а для многорежимного ТРД возникает еще и необходимость специальной защиты решеток (даже в убранном положении) от теплового воздействия потока выхлопных газов при форсажном режиме работы двигателя. Кроме того, по этому способу не возможна имитация по какому-либо закону движения источника излучения на фоне одновременно выбрасываемых ложных тепловых целей.The disadvantages of this method should be noted the increase in the weight of the power plant caused by the introduction of additional structural elements, including a cleaning-release mechanism, and for multi-mode turbojet engines there is also a need for special protection of the grilles (even in the retracted position) from the heat effect of the exhaust gas flow in afterburner mode engine operation. In addition, by this method, it is not possible to imitate by any law the movement of the radiation source against the background of simultaneously emitted false thermal targets.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в обеспечении возможности снижения демаскирующих признаков (заметности) реактивного двигателя, размещенного на летательном аппарате и оснащенного поворотным соплом, в инфракрасном и радиолокационном диапазонах длин волн без использования дополнительных устройств, расположенных в газовом тракте реактивного двигателя и тем самым влияющих на его работу.The technical result to which the invention is directed is to provide the possibility of reducing the unmasking signs (visibility) of a jet engine mounted on an aircraft and equipped with a rotary nozzle in the infrared and radar wavelength ranges without the use of additional devices located in the gas path of the jet engine and thereby affecting his work.
Указанный технический результат в первом варианте достигается тем, что в способе снижения уровня демаскирующих признаков реактивного двигателя, размещенного на летательном аппарате и оснащенного поворотным соплом, при котором осуществляют экранирование нагретых внутренних элементов двигателя, экранирование осуществляют путем отклонения сопла при бесфорсажном режиме работы двигателя на фиксированный угол и удержания его в этом положении, при этом одновременно с отклонением сопла осуществляют отклонение органов управления летательным аппаратом для обеспечения аэродинамической балансировки летательного аппарата в установившемся полете.The specified technical result in the first embodiment is achieved by the fact that in the method of reducing the level of unmasking features of a jet engine placed on an aircraft and equipped with a rotary nozzle, in which the heated internal elements of the engine are shielded, the screening is carried out by deflecting the nozzle at a fixed angle at the engine after-work mode and holding it in this position, while at the same time as the nozzle is deflected, the pilot controls are deflected nym apparatus for providing an aerodynamic balance the aircraft in steady flight.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков с использованием отклонения сопла может производить летчик, который одновременно или заранее переводит ручку управления двигателем (РУД) в положение, соответствующее бесфорсажному режиму работы двигателя.Enabling the mode of reducing the level of unmasking signs using nozzle deflection can be done by a pilot who simultaneously or in advance puts the engine control knob (ORE) in the position corresponding to the after-blow engine operation mode.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков может производиться по сигналу системы предупреждения о ракетной атаке при условии, что положение РУД соответствует бесфорсажному режиму работы двигателя.The regime for reducing the level of unmasking signs can be activated according to the signal of the missile attack warning system, provided that the throttle position corresponds to the engine's afterburning mode.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков может производиться в соответствии с положением РУД, которое соответствует режиму малой заметности (МЗ) - бесфорсажному режиму с подачей сигнала на отклонение сопла по заложенному в систему закону.The inclusion of the mode of reducing the level of unmasking signs can be carried out in accordance with the position of the throttle, which corresponds to the low visibility mode (MZ) - afterburner mode with a signal to reject the nozzle according to the law laid down in the system.
Указанный технический результат во втором варианте достигается тем, что в способе снижения уровня демаскирующих признаков реактивного двигателя, размещенного на летательном аппарате и оснащенного поворотным соплом, при котором осуществляют экранирование нагретых внутренних элементов двигателя, экранирование осуществляют путем совершения соплом колебательных движений на угол δ при бесфорсажном режиме работы двигателя, при этом одновременно с колебательными движениями сопла осуществляют отклонение органов управления летательным аппаратом для обеспечения аэродинамической балансировки летательного аппарата в установившемся полете.The specified technical result in the second embodiment is achieved by the fact that in the method of reducing the level of unmasking features of a jet engine placed on an aircraft and equipped with a rotary nozzle, in which the heated internal elements of the engine are shielded, the shielding is performed by making the nozzle oscillatory movements at an angle δ with the after-blow mode engine operation, while simultaneously with the oscillatory movements of the nozzle, the aircraft controls are deflected pparatom for aerodynamic balancing of the aircraft in steady flight.
Угол отклонения сопла при совершении им колебательных движений δ может изменяться во времени по периодическому закону, определяемому соотношением:The deflection angle of the nozzle during its oscillatory movements δ can vary in time according to the periodic law, determined by the ratio:
где ak, bk - амплитуды колебаний сопла на k-той гармонике, fk - частота k-той гармоники колебаний сопла, t - время, N - количество гармоник колебаний сопла.where a k , b k are the oscillation amplitudes of the nozzle at the k-th harmonic, f k is the frequency of the k-th harmonic of the nozzle vibrations, t is time, N is the number of harmonics of the nozzle vibrations.
При оснащении двигателя соплом с возможностью всеракурсного отклонения угол ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, может изменяться во времени по квазипериодическому закону, определяемому соотношением:When the engine is equipped with a nozzle with the possibility of all-round deflection, the inclination angle ω of the axis around which the nozzle rotates can change in time according to a quasiperiodic law defined by the relation:
где ck, dk - амплитуды изменений (колебаний) угла наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, на k-той гармонике, lk - частота k-той гармоники изменений (колебаний) угла ω наклона оси, t - время, N - количество гармоник колебаний угла ω наклона оси, ω0 - начальное значение угла ω наклона оси, ω' - средняя за период скорость колебания угла ω наклона оси.where c k , d k are the amplitudes of changes (fluctuations) in the angle of inclination of the axis around which the nozzle rotates, at the k-th harmonic, l k is the frequency of the kth harmonics of changes (oscillations) in the angle of the angle ω of the axis tilt, t is time, N is the number of harmonics of the oscillations of the angle of inclination of the axis, ω 0 is the initial value of the angle of inclination of the axis, ω 'is the average velocity of the oscillation of the angle of inclination of the axis over the period.
Углы δ и ω могут находиться в зависимости, определяемой соотношением:The angles δ and ω can be in the dependence defined by the ratio:
где ab, bk - амплитуды колебаний сопла на k-той гармонике, vk - частота k-той гармоники колебаний сопла, N - количество гармоник колебаний сопла, ω=ω0+ω't, ω0 - начальное значение угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, ω' - средняя за период скорость колебания угла ω наклона оси.where a b , b k are the oscillation amplitudes of the nozzle at the k-th harmonic, v k is the frequency of the k-th harmonic of the nozzle vibrations, N is the number of harmonics of the nozzle vibrations, ω = ω 0 + ω't, ω 0 is the initial value of the angle ω the inclination of the axis around which the nozzle rotates, ω 'is the average over the period the oscillation velocity of the angle ω of the inclination of the axis.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков с использованием отклонения сопла может производить летчик, который одновременно или заранее переводит РУД в положение, соответствующее бесфорсажному режиму работы двигателя.Enabling the mode of reducing the level of unmasking signs using nozzle deflection can be done by a pilot, who simultaneously or in advance transfers the throttle to a position corresponding to the afterburner operating mode of the engine.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков может производиться по сигналу системы предупреждения о ракетной атаке при условии, что положение РУД соответствует бесфорсажному режиму работы двигателя.The regime for reducing the level of unmasking signs can be activated according to the signal of the missile attack warning system, provided that the throttle position corresponds to the engine's afterburning mode.
Включение режима снижения уровня демаскирующих признаков может производиться в соответствии с положением РУД, которое соответствует режиму МЗ - бесфорсажному режиму с подачей сигнала на отклонение сопла по заложенному в систему закону.The inclusion of the mode of reducing the level of unmasking signs can be carried out in accordance with the position of the throttle, which corresponds to the MZ mode - afterburner mode with a signal to reject the nozzle according to the law laid down in the system.
Сущность способа поясняется чертежами на примере сопла, в котором обеспечено совместное отклонение дозвуковой (суживающейся) и сверхзвуковой (расширяющейся) частей сопла, где на фиг.1 изображена схема сопла в исходном положении; на фиг.2 - схема сопла в отклоненном положении; на фиг.3 - индикатриса ИК-излучения при исходном положении сопла и при его отклонении; на фиг.4 - блок-схема системы управления в первом варианте; на фиг.5 - блок-схема системы управления во втором варианте; на фиг.6 - блок-схема системы управления в третьем варианте; на фиг.7 в качестве примера представлен фрагмент закона циклического отклонения сопла (изменения угла δ по времени). Закон сформирован тремя гармониками, для которых:The essence of the method is illustrated by drawings on the example of a nozzle, in which a joint deviation of the subsonic (tapering) and supersonic (expanding) parts of the nozzle is provided, where Fig. 1 shows a diagram of the nozzle in the initial position; figure 2 - diagram of the nozzle in a deviated position; figure 3 - indicatrix of infrared radiation at the initial position of the nozzle and its deviation; figure 4 is a block diagram of a control system in the first embodiment; figure 5 is a block diagram of a control system in the second embodiment; Fig.6 is a block diagram of a control system in a third embodiment; Fig. 7 shows, by way of example, a fragment of the law of the cyclic deviation of the nozzle (changes in the angle δ with time). The law is formed by three harmonics, for which:
1) a1=8; f1=0,2; 2) b1=7; f1=0,2; 3) а2=4; f2=0,05;1) a 1 = 8; f 1 = 0.2; 2) b 1 = 7; f 1 = 0.2; 3) a 2 = 4; f 2 = 0.05;
δ (t)=8 sin (0,4 πt)+7cos (0,4 πt)+4 sin (0,1 πt);δ (t) = 8 sin (0.4 πt) + 7cos (0.4 πt) +4 sin (0.1 πt);
на фиг.8 показан возможный вариант блок-схемы системы 7 обеспечения МЗ и ее взаимодействия с другими системами; на фиг.9 показан возможный вариант взаимодействия системы 7 с комплексной системой 11 управления самолетом.on Fig shows a possible variant of the block diagram of the
При отклонении сопла 3 изменяется ориентация индикатрисы ИК-излучения и примерно в половине квадрантов задней полусферы существенно уменьшается уровень энергии, излучаемой нагретыми внутренними элементами двигателя 2, т.е. на ИК-приемники теплового излучения, которые могут находиться в этой части пространства (например, на противосамолетных ракетах), будет попадать существенно меньшая энергия, что в свою очередь способствует повышению эффективности источников помех и ложных тепловых целей (ЛТЦ), а следовательно, и снижению заметности двигателя. Одновременно, благодаря экранированию уменьшается заметность внутренней полости двигателя и в РЛ диапазоне. Известно (см., например, журнал "Aviation Week & Space Technology, v.154, n.6, February 5, 2001"), что заметность объекта или площадь его радиолокационного сечения зависит от ракурса наблюдения. При отклонении сопла меняется в пространстве ракурс наблюдения его поверхностей и кромок, следовательно, в части пространства уменьшается РЛ заметность этих элементов двигателя.When the
Для повышения эффективности способа предусматривается возможность изменения угла отклонения δ по какому-либо закону во времени, то есть δ=δ(t). В случае если на двигателе 2 обеспечивается так называемое всеракурсное отклонение сопла 3, то есть поворот относительно любой оси 6, лежащей в плоскости YZ и составляющей с осью Z произвольный угол ω в диапазоне от 0 до 90°, в предлагаемом способе предусматривается возможность изменения угла ω по какому-либо закону во времени, то есть ω=ω(t), причем изменение углов δ и ω может происходить либо независимо друг от друга либо между ними может быть запрограммированная связь.To increase the efficiency of the method, it is possible to change the deviation angle δ according to some law in time, that is, δ = δ (t). If the so-called all-angle deflection of the
Поскольку при отклонении сопла возникает поперечная составляющая реактивной тяги, для парирования возникающего момента и обеспечения установившегося (например, горизонтального) полета одновременно с соплом 3 отклоняются органы аэродинамического управления самолетом.Since the transverse component of jet thrust occurs when the nozzle is deflected, aerodynamic control devices are deflected simultaneously with the
Согласованность отклонения сопла и органов управления самолетом может обеспечиваться по трем вариантам:The consistency of the deviation of the nozzle and aircraft controls can be provided in three ways:
1) включение системы 7 обеспечения малой заметности (МЗ) с использованием отклонения сопла производит летчик с помощью включателя 8; 2) система 7 включается по сигналу системы 5 предупреждения о ракетной атаке; 3) включение системы 7 происходит в зависимости от положения РУД.1) the inclusion of the
Сигнал от системы 7, соответствующий выбранному закону отклонения сопла, передается либо параллельно в систему 9 управления поворотным соплом 3 и систему 10 управления самолетом либо в комплексную систему 11 управления самолетом, которая выдает управляющие сигналы на отклонение сопла и органов аэродинамического управления самолетом.The signal from the
Система 7 обеспечения МЗ может включать следующие элементы (фиг.8): блок 12 сбора информации о состоянии систем самолета, выход которого соединен со входом блока 13 вычислителя. Выход блока 13 вычислителя соединен со входом блока 14 выработки управляющих сигналов. На вход блока 12 сбора информации поступают, в частности, следующие сигналы: от включателя 8 системы 7 обеспечения МЗ; от системы 5 предупреждения о ракетной атаке; от системы 9 управления соплом, информация о положении РУД.
Система 7 обеспечения МЗ вместо использования автономного вычислителя может, например, обслуживаться бортовым компьютером, который обобщает сигналы (исходные данные), необходимые для реализации всех мероприятий, обеспечивающих заявляемый эффект: сигнал (команду) о включении системы; сигнал, свидетельствующий о переходе двигателя на бесфорсажный режим работы; сигнал о переходе системы управления соплом на закон, заложенный применительно к режиму МЗ; сигнал о переходе системы управления самолетом на режим, соответствующий режиму МЗ в установившемся полете.Instead of using an autonomous calculator, the
Осуществление способа происходит следующим образом.The implementation of the method is as follows.
При необходимости снижения уровня демаскирующих признаков (заметности) реактивного двигателя 1, размещенного на летательном аппарате 2 и оснащенного многорежимным поворотным соплом 3, двигатель переводят на бесфорсажный режим работы и одновременно отклоняют сопло на угол δ. На фиг.1 показано сопло, которое может поворачиваться вокруг некоторой оси 6, наклоненной под углом ω относительно оси Z самолетной системы координат. Индикатриса ИК-излучения сопла также отклоняется и для варианта отклонения, показанного на фиг.2 (сопло отклонено вверх), в направлении нижних квадрантов энергия излучения существенно уменьшается: например, для индикатрисы, показанной на фиг.3, излучение вдоль некоторого луча 15 уменьшается почти в 2 раза.If it is necessary to reduce the level of unmasking signs (visibility) of the
Направление, в котором происходит отклонение сопла, выбирают в зависимости от желательной зоны экранирования нагретых внутренних полостей двигателя, которая в свою очередь определяется направлением возможной атаки со стороны ракет с ИК наведением.The direction in which the nozzle is deflected is selected depending on the desired screening zone of the heated internal engine cavities, which in turn is determined by the direction of a possible attack from IR-guided missiles.
Обычно углам отклонения сопла присваивают знак в зависимости от направления поперечной составляющей реактивной тяги: если эта составляющая направлена вверх (т.е. в сторону положительного направления оси Y самолетной системы координат), угол отклонения считают положительным, в противном случае - отрицательным. Поэтому в соответствии с предлагаемым способом угол δ может изменяться в диапазоне от максимального положительного до максимального отрицательного значения, причем возможно отклонение как на постоянный во времени (например, максимальный) угол, то есть δ=δ(t)=const, так и на угол, меняющийся по какому-либо закону во времени, то есть δ=δ(t)=var.Typically, the nozzle deflection angles are assigned a sign depending on the direction of the transverse component of the jet thrust: if this component is directed upward (i.e. toward the positive direction of the Y axis of the aircraft coordinate system), the deflection angle is considered positive, otherwise negative. Therefore, in accordance with the proposed method, the angle δ can vary in the range from the maximum positive to the maximum negative value, and a deviation is possible both by a constant in time (for example, maximum) angle, i.e., δ = δ (t) = const, and by an angle varying according to some law in time, i.e., δ = δ (t) = var.
В случае оснащения двигателя соплом, которое обеспечивает так называемое всеракурсное отклонение, то есть поворот, например, сверхзвуковой части сопла относительно любой оси, лежащей в плоскости YZ и составляющей с осью Z произвольный угол ω в диапазоне от 0 до 90°, в предлагаемом способе предусматривается возможность изменения угла ω по какому-либо закону во времени, то есть ω=ω(t), причем изменение углов δ и ω может происходить либо независимо друг от друга либо между ними может быть некоторая запрограммированная связь. Такое отклонение сопла позволяет создать имитацию движения ЛТЦ, что затрудняет распознавание сопла двигателя на их фоне, и снижает точность наведения ракет с ИК-приемниками.In the case of equipping the engine with a nozzle that provides the so-called all-angle deviation, that is, rotation, for example, of the supersonic part of the nozzle relative to any axis lying in the YZ plane and making up an arbitrary angle ω in the range from 0 to 90 ° with the Z axis, the proposed method provides the possibility of changing the angle ω according to some law in time, that is, ω = ω (t), moreover, the change in the angles δ and ω can occur either independently of each other or there can be some programmed connection between them. This deviation of the nozzle allows you to create an imitation of the movement of the LTC, which makes it difficult to recognize the engine nozzle against their background, and reduces the accuracy of pointing missiles with IR receivers.
Благодаря отклонению сопла происходит частичное экранирование внутренней полости двигателя от внешнего РЛ облучения и одновременно меняется в пространстве ракурс наблюдения его поверхностей и кромок, что способствует снижению РЛ заметности этих элементов двигателя.Due to the deviation of the nozzle, partial shielding of the internal cavity of the engine from the external radar of the radiation occurs and at the same time the angle of observation of its surfaces and edges changes in space, which helps to reduce the radar of visibility of these engine elements.
При отклонении сопла возникает поперечная составляющая реактивной тяги, создающая момент относительно центра тяжести самолета. Для парирования возникающего момента и обеспечения установившегося (например, горизонтального) полета одновременно с соплом отклоняют соответствующие органы аэродинамического управления самолетом - рули высоты (стабилизаторы ЦПГО), рули направления, элероны или флаппероны.When the nozzle is deflected, a transverse component of the jet thrust arises, creating a moment relative to the center of gravity of the aircraft. To counter the arising moment and ensure a steady (for example, horizontal) flight simultaneously with the nozzle, the corresponding aerodynamic control elements of the aircraft are rejected - elevators (TsPGO stabilizers), rudders, ailerons or flappers.
Современные системы управления самолетом позволяют реализовать различные варианты согласованного отклонения сопла и органов управления самолетом для обеспечения аэродинамической балансировки. Согласно предлагаемому способу подачу сигнала в систему 7 обеспечения МЗ самолета и ее взаимодействие с системой управления самолетом можно осуществлять по трем вариантам.Modern aircraft control systems allow you to implement various options for the coordinated deviation of the nozzle and aircraft controls to ensure aerodynamic balancing. According to the proposed method, the signal in the
В первом варианте включение системы 7 обеспечения МЗ производит летчик с помощью включателя 8. Одновременно (или заранее) летчик переводит РУД в положение, соответствующее бесфорсажному режиму работы двигателя. Сигнал от системы 7 обеспечения МЗ, соответствующий заложенному в нее закону отклонения сопла, передается в систему 9 управления поворотным соплом и систему 10 управления самолетом, которая выдает управляющие сигналы на отклонение органов аэродинамического управления самолетом.In the first embodiment, the pilot is switched on by the
Во втором варианте включение системы 7 производится по сигналу системы 5 предупреждения о ракетной атаке при условии, что положение РУД соответствует бесфорсажному режиму работы двигателя. Сигнал от системы 7 обеспечения МЗ, соответствующий заложенному в нее закону отклонения сопла, передается в комплексную систему 11 управления самолетом, которая управляет и соплом и органами аэродинамического управления самолетом.In the second embodiment, the inclusion of
В третьем варианте включение системы 7 производится в соответствии с положением РУД, которое соответствует режиму МЗ-бесфорсажный режим с подачей сигнала на отклонение сопла по заложенному в систему закону. Сигнал от системы 7, соответствующий заложенному в нее закону отклонения сопла, передается в комплексную систему 11 управления самолетом, которая управляет и соплом и органами аэродинамического управления самолетом.In the third embodiment, the inclusion of
Claims (11)
где αk, bk - амплитуды колебаний сопла на k-й гармонике, fk - частота k-й гармоники колебаний сопла, t - время, N - количество гармоник колебаний сопла.6. The method according to claim 5, characterized in that the angle of deviation of the nozzle when it makes oscillatory movements δ change in time according to a periodic law determined by the ratio:
where α k , b k are the oscillation amplitudes of the nozzle at the kth harmonic, f k is the frequency of the kth harmonic of the nozzle oscillations, t is time, N is the number of harmonics of the nozzle oscillations.
где ck, dk - амплитуды изменений (колебаний) угла наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло на k-й гармонике, lk - частота k-й гармоники изменений (колебаний) угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, t - время, N - количество гармоник колебаний угла ω наклона оси, ω0 - начальное значение угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, ω' - средняя за период скорость колебания угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло.7. The method according to claim 5, characterized in that when the engine is equipped with a nozzle with the possibility of all-round deflection, the angle of inclination of the axis ω around which the nozzle rotates is changed in time according to a quasiperiodic law defined by the relation:
where c k , d k are the amplitudes of changes (oscillations) of the angle of inclination of the axis around which the nozzle rotates at the kth harmonic, l k is the frequency of the kth harmonics of changes (oscillations) of the angle of inclination of the axis ω around which the nozzle rotates, t - time, N is the number of harmonics of oscillations of the angle of inclination of the axis ω, ω 0 is the initial value of the angle of inclination of the axis ω around which the nozzle rotates, ω 'is the average over the period the oscillation velocity of the angle ω of the inclination of the axis around which the nozzle rotates.
где αk, bk - амплитуды колебаний сопла на k-й гармонике, vk - частота k-й гармоники колебаний сопла, N - количество гармоник колебаний сопла, ω=ω0+ω't, ω0 - начальное значение угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло, ω' - средняя за период скорость колебания угла ω наклона оси, вокруг которой поворачивается сопло.8. The method according to claim 6 or 7, characterized in that the angles δ and ω are in a relationship determined by the ratio:
where α k , b k are the oscillation amplitudes of the nozzle at the kth harmonic, v k is the frequency of the kth harmonic of the nozzle oscillations, N is the number of harmonics of the nozzle oscillations, ω = ω 0 + ω't, ω 0 is the initial value of the angle ω the inclination of the axis around which the nozzle rotates, ω 'is the average over the period the oscillation velocity of the angle ω of the inclination of the axis around which the nozzle rotates.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009128582/11A RU2478529C2 (en) | 2009-07-24 | 2009-07-24 | Method of reducing signature of jet engine (versions) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009128582/11A RU2478529C2 (en) | 2009-07-24 | 2009-07-24 | Method of reducing signature of jet engine (versions) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009128582A RU2009128582A (en) | 2011-01-27 |
| RU2478529C2 true RU2478529C2 (en) | 2013-04-10 |
Family
ID=46308169
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009128582/11A RU2478529C2 (en) | 2009-07-24 | 2009-07-24 | Method of reducing signature of jet engine (versions) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2478529C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2609816C1 (en) * | 2015-08-21 | 2017-02-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of reducing visibility of aircraft plane |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1077871B1 (en) * | 1998-05-11 | 2003-03-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ir suppressor |
| RU2215669C1 (en) * | 2003-01-16 | 2003-11-10 | ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Combined method of reduction of notability of flying vehicle power plant in radar, infra-red and acoustic ranges of waves at change of thrust vector |
| US6857600B1 (en) * | 2002-04-26 | 2005-02-22 | General Electric Company | Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
| US20080236138A1 (en) * | 2005-09-27 | 2008-10-02 | Volvo Aero Corporation | Arrangement for Propelling an Aircraft, Aircraft and Outlet Nozzle for a Jet Engine |
-
2009
- 2009-07-24 RU RU2009128582/11A patent/RU2478529C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1077871B1 (en) * | 1998-05-11 | 2003-03-19 | Sikorsky Aircraft Corporation | Ir suppressor |
| US6857600B1 (en) * | 2002-04-26 | 2005-02-22 | General Electric Company | Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle |
| RU2215669C1 (en) * | 2003-01-16 | 2003-11-10 | ОАО "ОКБ им. А.С. Яковлева" | Combined method of reduction of notability of flying vehicle power plant in radar, infra-red and acoustic ranges of waves at change of thrust vector |
| US20080236138A1 (en) * | 2005-09-27 | 2008-10-02 | Volvo Aero Corporation | Arrangement for Propelling an Aircraft, Aircraft and Outlet Nozzle for a Jet Engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2609816C1 (en) * | 2015-08-21 | 2017-02-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Method of reducing visibility of aircraft plane |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009128582A (en) | 2011-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6591246B2 (en) | An airwave instrument for the measurement of optical wavefront disturbances in the airflow around an onboard system. | |
| Fleeman | Tactical missile design | |
| CN107757919A (en) | Armed drones' optronic fire control system and method | |
| KR102358762B1 (en) | Aero-wave instrument system to measure optical wavefront disturbances in airflow about airborne systems | |
| US20180251218A1 (en) | Space Combat Drone | |
| CN100467999C (en) | Flying weapon for observing the ground | |
| RU2478529C2 (en) | Method of reducing signature of jet engine (versions) | |
| Howe | Introduction to the basic technology of stealth aircraft: part 1—basic considerations and aircraft self-emitted signals (passive considerations) | |
| Strickland | Missile Flight Simulation | |
| IL277712B1 (en) | Armed aerial platform | |
| RU2749162C1 (en) | Anti-ship aircraft strike complex | |
| Cocanougher et al. | Application of hardware-in-the-loop simulation to operational test and evaluation | |
| Alsaraj et al. | Investigation of hardware-in-loop simulation (HILS) for guidance system | |
| Gal-Or | Jet-Engines Revised Dictionary for the 6th-Generation-R&D in a New Era: How jet-engines-industries’ strategies, designs, R&D and funding are now globally amended | |
| RU2748043C1 (en) | Watercraft aviation and rocket anti-satellite system | |
| Gal-Or | Reasons for Triple-Funding of the Jet-Engine-Industry to Meet 2020–2040 6th-Gen-Challenge: Counter-Air Penetration, CAP: “Perfection of means and confusion of goals characterize our age”, Einstein Dictum Jet-Jet Engine Steered Force Multipliers v. China Drone Swarming SHARING 5TH-Gen swarming terms with engine industry by Pictorial and Alphabetical Glossary | |
| Kong et al. | Research on Hypersonic Weapon Development | |
| Cronvich et al. | Advanced missile technology. A review of technology improvement areas for cruise missiles | |
| Hocine | Guidance and control of surface to air missile with nonlinear varying parameters | |
| Barrett | Hypermanoeuvrability and visual cloaking: new adaptive aerostructures technologies for UAVs | |
| Abdelaty et al. | Embedded Tracking System for Ground Moving Vehicle | |
| FOC | Indigenous Punch | |
| Sullins | Exo-atmospheric intercepts- Bringing new challenges to Standard Missile | |
| Cantrell et al. | Endoatmospheric LEAP | |
| Pickering et al. | Toward New Horizons. Volume 8. Guided Missiles and Pilotless Aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130710 |