SE532283C2 - Girstyranordning för ett strålrör med rektangulär utsläppssektion - Google Patents

Description

532 283 girmoment av tillräcklig storlek, i synnerhet tiil följd av den mycket platta for- men hos strålröret, vilket ej är fördelaktigt för deflektion av dragkraftvektorn under gir. Dessutom, straffas i hög grad i termer av vikt och bulk mekaniska system för styrning av strålröret, och sålunda dragkraften.

Slutligen, de ovan beskrivna girstyrsystemen slår dessutom generellt mot dragkraftprestandan hos motorn.

SYFTE OCH KORTFATTAD SUMMERING AV UPPFINNINGEN Föreliggande uppfinning syftar till att ge en lösning på det problem som före- ligger vid åstadkommande av girstyrning i luftfarkoster utan en vertikal fena och utrustade med ett supersoniskt strålrör med rektangulär eller platt sek- tion, varvid lösningen möjliggör generering av ett bra girmoment kring luftfar- kostens gravitationscentrum, samtidigt som det begränsas förluster av drag- kraft och negativ påverkan på motorns termodynamíska cykel.

Enligt föreliggande uppfinning, förverkligas detta syfte medelst en girstyr- anordning omfattande minst en jetroderyta i form av en bäryta placerad i strålrörets divergerande parti, varvid nämnda jetrodret pivoterar runt pivot- axeln för att generera en sidokraft då den är i deflekterad position, för att möj- liggöra för luftfarkosten att svänga kring sin giraxel. Girstyranordningen om- fattar dessutom ett stationärt element placerat uppströms från nämnda en eller varje jetroderyta i strålröret, varvid nämnda stationära element tillhanda- håller en aerodynamisk framkant för att skydda roderytan från det superso- niska flödet i strålröret.

Anordningen enligt uppfinningen möjliggör åstadkommande av girstyrning som är lika effektiv som den som erhålls med en vertikal fena. Genom att placera en eller flera jetroderytor direkt i det divergerande partiet, d.v.s. i det supersoniska flödet, genereras en mycket stor sidokraft och sålunda genere- ras ett girmoment som är tillräckligt för att ge luftfarkosten girstyrning. Denna stora sidokraft erhålls vid en deflektion av enbart några få grader hos nämn- 532 283 da en eller varje roderyta. Deflektion av roderytorna genererar enbart tempo- rärt dragkraftförlust.

Dessutom, eftersom roderytan(-orna) är positionerad respektive positionera- de i det divergerande partiet, d.v.s. nedströms från halsen, har de ingen ne- gativ inverkan på motorns arbetscykel, eftersom flödet styrs i den soniska halsen uppströms från roderytorna. Körningen av motorn är sålunda från- kopplad från styrningen av luftfarkosten.

Formen hos bärytan och dimensionerna hos jetroderytorna väljs företrädes- vis på sådant sätt att deras aerodynamiska profil optimeras i flödet då roder- ytorna är i en icke-deflekterad position.

Placering av ett stationärt element uppströms från varje roderyta tjänar till för att skydda dessa från supersoniskt flöde när de är i den icke-deflekterade positionen, och sålunda tjänar till för att reducera dragkraftsförlusten under kontinuerlig körning. Närvaron av en eller flera jetroderytor i det supersoniska flödet genererar chockvågor däri som inducerar förlust av dragkraft. De sta- tionära elementen tjänar till för att ”maska” de supersoniska flödesroderytor- na då de är i den icke-deflekterade positionen. För detta syfte, är de stationä- ra elementen företrädesvis lokaliserade åtminstone till del uppströms om den soniska cutoff-linjen i stråimunstycket. Med dessa stationära element, har anordningen enligt uppfinningen försumbar negativ påverkan på motorns dragkraftsprestanda så länge som anordningen ej är aktiverad (d.v.s. när roderytorna är icke-deflekterade).

Enligt en aspekt på uppfinningen, har anordningen ett flertal av jetroderytor, varvid var och en av dessa jetroderytor är förbundna med en enda styrarm, innebärande att ett enda manöverdon kan användas för styrning av samtliga roderytor. 532 283 Föreliggande uppfinning hänför sig även till ett supersoniskt strålrör av rek- tangulär eller platt sektion inkluderande minst en girstyranordning enligt vad som beskrivits ovan.

Uppfinningen tillhandahåller även en luftfarkost inkluderande ett sådant strålmunstycke där det är möjligt att i luftfarkosten eliminera den vertikala fenan, eftersom girstyranordningen är integrerad i strålröret.

Slutligen, tillhandahåller uppfinningen en metod för åstadkommande av gir- styrning för en luftfarkost utrustad med ett supersoniskt strålmunstycke av rektangulär eller platt sektion och som har en sonlsk hals förlängd av ett di- vergerande parti i vilket supersoniskt flöde uppkommer, varvid metoden om- fattar placering av minst en jetroderyta i form av en bäryta inuti munstyckets divergerande parti, placering av ett stationärt element uppströms från nämn- da en eller varje jetroderyta, varvid det stationära elementet tillhandahåller en aerodynamisk framkant och tjänar till för att skydda roderytan från den su- personiska strålen i munstycket, det stationära elementet(-en) företrädesvis är placerade åtminstone till del uppströms om strålrörets soniska cutoff-linje, varvid deflektion av jetroderytan tjänar till att generera en sidokraft som möj- liggör för luftfarkosten att vända kring dess giraxel.

Enligt en specifik aspekt på uppfinningen, är ett flertal av jetroderytor place- rade inuti det divergerande partiet och de är förbundna med en enda styrarm för åstadkommande av att de samtidigt deflekterar.

Antalet av jetroderytor som skall placeras inuti det divergerande partiet, och deras maximala deflektionsvinkel, definieras som funktion av det girmoment som behöver genereras för att ge luftfarkosten girstyrning.

KORTFATTAD BESKRIVNING AV RlTNlNGARNA Andra kännetecken hos och fördelar med uppfinningen framgår av den föl- jande beskrivningen av specifika utföringsformer av uppfinningen i form av 532 233 icke begränsande exempel och med hänvisning till de bifogade ritningarna, där: Fig. 1 Fig. 2A och 2B Fig. 3 Fig. 4 Fig. 5A och 5B Fig. 6 är en mycket schematisk bild utvisande en luftfarkost utrus- tad med en girstyranordning utgörande en utföringsform av uppfinningen; är planvyer utvisande en jetroderyta i figur 1 i en icke- deflekterad position respektive en deflekterad position; är en planvy utvisande uppsättningen av jetroderytor i figur 1; är en mycket schematisk bild utvisande en luftfarkost utrus- tad med en girstyranordning utgörande en annan utförings- form av uppfinningen; är planvyer utvisande en jetroderyta i figur 4 i en icke- deflekterad position respektive i en deflekterad position; och är en planvy utvisande uppsättningen av jetroderytor i figur 4.

DETALJERAD BESKRIVNING AV UTFÖRINGSFORMER AV UPPFIN- NINGEN Figur 1 avser en mycket schematisk bild utvisande en luftfarkost 100 av den obemannade stridsluftfarkosttypen (UCAV) även känd under benämningen ”drone” som är utrustad med en motor 101 vars bakre parti är i form av ett supersoniskt strålrör 110, som har en sonisk hals 111 och ett divergerande parti 112. Strålröret 110 uppvisar en platt eller ”tvådimensionell” form, d.v.s. dess divergerande parti 112 uppvisar en platt eller rektangulär sektion, och 532 E83 vid sin utloppssektion kan förhållandet mellan bredd och höjd vara av stor- leksordningen 3 eller mera.

För att bibehålla ett skrov som är mycket platt till sin form, har luftfarkosten 100 ej någon vertikal fena. l enlighet med uppfinningen, erhålls girstyrning av luftfarkosten 100 medelst jetroderytor 120 placerade direkt i strålröret 110 så att de utsätts för det supersoniska flödet Esup hos den stråle som uppkommer i det divergerande partiet 112. Enligt vad som framgår av figur 2A, är varje roderyta 120 i form av en bäryta som bildar en aerodynamisk profil för att minimera dess påverkan på stråiens supersoniska flöde. Roderytorna är pla- cerade vertikalt bakom den soniska cutoff-linjen 130 som är belägen på ut- släppet från den soniska halsen 111 och som bildar det parti av strålröret från vilket flödeshastigheten går från ett subsoniskt värde Esub till ett supersoniskt värde Esup. Roderytorna 120 är förflyttbara kring respektive axlar 121 för att möjliggöra deflektion. Enligt vad som visats i figur 2B, medför deflektion av en roderyta i det supersoniska flödet Esup etablerat i det divergerande partiet att en stor sidokraft Fiat kan genereras. I den deflekterade positionen, genere- rar roderytorna en chockvåg 132 i det supersoniska flödet Esup på den ena sidan, och på den motsatta sidan genererar de en chockvåg som är svagare eller t.o.m. konstituerar en expansionsiinje 133. Tryckstörningarna på vardera av sidorna hos roderytorna är sålunda mycket olika, vilket därigenom möjlig- gör skapandet av sidokraften Flat som omedelbart är mycket stor vid en de- flektion av storleksordningen enbart några få grader.

Med denna lösning, erhålls ett girmoment som är tillräckligt för att möjliggöra att luftfarkosten kan styras. Antalet av roderytor och den maximala deflek- tionsvinkeln för dessa definieras som funktion av det girmoment som erford- ras för styrning av luftfarkosten kring dess giraxel 102.

Eftersom roderytorna är belägna iflödets supersoniska del, kommer det flöde som passerar den soniska halsen och kömingen av motorn ej att påverkas av att roderytorna deflekteras. 532 283 Enligt vad som visats i figur 3, kan roderytorna 120 deflekteras med använd- ning av en enda arm 123 förbunden med pivottappen 121 fästad till var och en av roderytorna medelst en kam 122, vilket sålunda möjliggör att samtliga roderytorna kan aktiveras samtidigt med ett enda manöverdon. Även om nyttjandet av jetroderytor i det supersoniska flödet möjliggör gene- rering av ett maximalt girmoment kring luftfarkostens gravitationscentrum, och sålunda är mycket effektivt som ersättning för en vertikal fena, genererar deras närvaro i det supersoniska flödet en chockvåg 131 (figur 2A) i flödet, vilket därmed leder till en dragkraftsförlust av ett flertal procent, varjämte denna förlust ökar proportionellt med tilltagande deflektionsvinkel hos roder- ytorna.

För att eliminera denna nackdel, föreslår föreliggande uppfinning att i en an- nan utföringsform inkludera ett stationärt element uppströms från varje roder- yta, varvid utseendet hos elementet har sådan form att det är anpassat för att mot det supersoniska flödet skydda den roderyta framför vilken det är place- rat. För detta syfte, uppvisar det stationära elementet en framkant av aerody- namisk form som är tillräckligt bred för att maska flödesroderytan när denna är i icke-deflekterad position, varvid åtminstone del av det stationära elemen- tet är placerat i flödets subsoniska del, d.v.s. uppströms från den soniska cutoff-linjen i strålröret.

I figur 4 visas en utföringsform som uppvisar en luftfarkost 200 av samma typ som beskrivits ovan, d.v.s. en luftfarkost utrustad med en motor 201 vars bakre parti är bildat av ett ”tvådimensionellt” supersoniskt strålrör 210 omfat- tande en sonisk hals 211 och ett deflekterande parti 212 som har en rek- tangulär utsläppssektion. Enligt vad som ovan förklarats, är en eller flera (ett flertal i figur 4) jetroderytor 220 placerade vertikalt i munstycket 210 i det di- vergerande partiet 212 för att luftfarkosten skall kunna styras under gir. l denna utföringsform av uppfinningen, är stationära element 240 placerade på 5332 283 respektive uppströms ändar av roderytorna 220. De stationära elementen 240 uppvisar en profil som är aerodynamisk och de är placerade åtminstone till del i munstyckets konvergerande parti, d.v.s. i den soniska halsen 211 där flödet Esub ännu ej är supersoniskt. Detta arrangemang finns visat i figur 5A, varav det framgår att den soniska cutoff-linjen 230 i flödet är belägen på nivå med de stationära elementen 240 som sträcker sig bortom nämnda soniska cutoff-linje in i den sektion av det divergerande partiet 212 i vilken roderytor- na 220 är belägna inuti det supersoniska flödet Esup. l den icke-deflekterade positionen, är sålunda roderytorna skyddade från det supersoniska flödet, och den enda förlusten av dragkraft härrör från friktion mot strålrörets väggar (kontaktarean med flödet förstöras något till följd av närvaron av de stationära elementen), och även mot eventuella små chock- vågor som kan förekomma i flödet beroende på den lilla frigången som kvar- står mellan de stationära elementen och roderytorna.

När roderytorna 220 deflekteras genom att de utför pivotrörelse kring sina respektive axlar 221, enligt vad som visats i figur 5B, genereras därvid en chockvåg 231 på den ena sidan av roderytan, och på dess andra sida gene- reras en chockvåg som är svagare eller t.o.m. en expansionslinje 232, vilket sålunda fastlägger en stor tryckskillnad mellan de två sidorna, och därmed en sidokraft Fm som svänger luftfarkosten kring dess giraxel 202. Pivotaxeln 221 för vardera roderytan 220 är företrädesvis placerad så nära det uppströms stationära elementet 240 som möjligt för att minimera den utsträckning i vil- ken roderytans 220 uppströms kant 220a utskjuter relativt det stationära ele- mentet 240 under deflektion. Enligt vad som visats i figurema 5A och 5B, är pivotaxlarna 221 för roderytorna 220 företrädesvis valda på sådant sätt att de fastlägger centra hos cirklar som är koncentriska med en cirkel som passerar över det stationära elementets 240 nedströms kant 2 40b. 532 283 Jetroderytorna och de stationära elementen kan tillverkas av metall eller ett termostrukturellt kompositmaterial (exempelvis kol/kol (C/C), kol/kisel, karbid (C/SiC), eller kiselkarbid/kiselkarbid (SiC/SiC).

Girstyranordningen är ej begränsad till ovan beskrivna luftfarkost. Den kan nyttjas på mera generellt sätt i vilken som helst typ av luftfarkost utrustad med ett munstycke som uppvisar en tvådimensionell form och för vilken far- kost det är önskvärt att finna en lösning som är mera diskret än vertikal fena för åstadkommande av girstyrning.

Claims (9)

10 15 20 25 30 532 283 10 PATENTKRAV

1. Girstyranordning för en luftfarkost (100; 200) utrustad med ett supersoniskt strålrör (110; 210) av rektangulär eller platt sektion, varvid nämnda munstycke har en supersonisk hals (111; 211)) förlängd av ett di- vergerande parti (112; 212) i vilket supersoniskt flöde uppkommer, och an- ordningen omfattar minst en jetroderyta (120; 220) i form av en bäryta place- rad i strålrörets divergerande parti (112; 212), varjämte jetrodret pivoterar runt pivotaxeln (121 ;221) för att generera en sidokraft när den är i en deflek- terad position, för att därigenom möjliggöra för luftfarkosten (110; 210) att svänga kring sin giraxel (102; 202), varvid anordningen kännetecknas av att den ytterligare omfattar ett stationärt element (240) placerat uppströms från nämnda en eller varje jetroderyta (220) i strålningsröret (210), och nämnda stationära element uppvisar en aerodynamisk framkant för att skydda roder- ytan mot det supersoniska flödet i strålröret.

2. Anordning enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a d a v att det statio- nära elementet (240) är placerat åtminstone till del uppströms om den sonis- ka cutoff-linjen (230) istrålröret.

3. Anordning enligt krav 1 eller krav 2, k ä n n e t e c k n a d a v, att den omfattar ett flertal av jetroderytor (120; 220), där var och en av dessa roderytor är förbunden med en enda styrarm (123; 223) för möjliggörande av att jetroderytorna samtidigt kan deflekteras.

4. Supersoniskt strålrör av rektangulär eller platt sektion (110; 210), k ä n n e t e c k n a t a v att det inkluderar minst en girstyranordning enligt något av kraven 1-3.

5. Luftfarkost utan vertikal fena (100; 200), k ä n n e t e c k n a d a v att den inkluderar ett strålrör enligt krav 4. 10 15 20 25 5532 233 11

6. Metod för åstadkommande av girstyrning för en luftfarkost (100; 200) utrustad med ett supersoniskt strålrör av rektangulär eller platt sektion (110; 210), varvid nämnda strålrör har en sonisk hals (111; 211) som är för- längd av ett divergerande parti (112; 212) i vilket supersoniskt flöde upp- kommer, varvid metoden omfattar placering av minst en jetroderyteryta (120; 220) i form av en bäryta inuti strålrörets divergerande parti och deflektering av jetroderytan på sådant sätt att det genereras en sidokraft som möjliggör för luftfarkosten att svänga kring sin giraxel (102; 202). varvid metoden k ä n n e t e c k n a s av att den ytterligare omfattar placering av ett statio- närt element (240) uppströms från nämnda en eller varje jetroderyta (220) och härvid varje stationärt element uppvisar en aerodynamisk framkant som tjänar till för att skydda roderytan mot den supersoniska strålen i strålröret.

7. Metod enligt krav 6, k ä n n e t e c k n a d a v det stationära element (240) placeras åtminstone till del uppströms om den soniska cutoff- linjen (230) i strålröret.

8. Metod enligt krav 6 eller krav 7, k ä n n e t e c k n a d a v att ett flertal av jetroderytor (120: 240) placeras inuti det divergerande partiet, och att de förbinds med en enda styrarm (123; 223) för att få dem att samtidigt deflektera.

9. Metod enligt något av kraven 6-8, k ä n n e t e c k n a d a v att antalet av jetroderytor för placering inuti det divergerande partiet och deras maximala deflektionsvinkel.bestäms som funktion av det girmoment som be- höver genereras för girstyrning av luftfarkosten.