СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ПОВЫШЕНИЯ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ПРЯМОТОЧНЫМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ

1. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, находящегося в гиперзвуковом потоке воздуха, направленном по оси гиперзвукового летательного аппарата, механически связанного с передней частью гиперзвукового летательного аппарата, механически связанной с критической частью гиперзвукового летательного аппарата, причем поверхность критической части составляет угол с осью гиперзвукового летательного аппарата в среднем более 45°, а поверхность передней части составляет средний угол α с осью гиперзвукового летательного аппарата менее 45°, при котором
- инжектируют в поток воздуха газообразное горючее А из стенки передней части гиперзвукового летательного аппарата,
- обеспечивают перемешивание воздуха и газообразного горючего, формируя сдвиговое течение газообразного горючего А относительно потока воздуха,
- обеспечивают отсутствие возгорания смеси воздуха и газообразного горючего А до попадания в камеру сгорания,
- обеспечивают возгорание смеси воздуха и газообразного горючего А в прямоточный воздушно-реактивный двигатель,
отличающийся тем, что:
- инжектируют газообразное горючее через поверхность передней части гиперзвукового летательного аппарата, причем наиболее близкое к критической части место инжекции расположено, по крайней мере, в 5 раз ближе к критической части, чем к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, а наиболее близкое к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель место инжекции расположено, по крайней мере, в 5 раз ближе к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, чем к критической части,
- вытесняют воздух из пограничного слоя у поверхности передней части гиперзвукового летательного аппарата, обеспечивая для каждого элемента массы потока воздуха, у которого касательная к его траектории в невозмущенном потоке направлена к поверхности передней части гиперзвукового летательного аппарата, пересечение с касательной к траектории в точке пересечения траектории с поверхностью передней части гиперзвукового летательного аппарата для соответствующего элемента массы инжектируемого газа,
2
2
- формируют над передней поверхностью гиперзвукового летательного аппарата разреженную изобарическую (с относительным перепадом давления менее 20%) область, заполненную инжектированным газообразным горючим А, обеспечивая уровень давления, по крайней мере, на 30% меньший, чем (sinα)ρv/2, где ρ - плотность невозмущенного потока воздуха, v - скорость невозмущенного потока воздуха,
- обеспечивают перемешивание воздуха и газообразного горючего, формируя сдвиговое течение газообразного горючего А относительно потока воздуха на границе разреженной изобарической области и потока воздуха,
- обеспечивают отсутствие загорания смеси воздуха и газообразного горючего до попадания в камеру сгорания, обеспечивая отсутствие контакта смеси воздуха и газообразного горючего А и воздуха, нагретого в окрестности критической части до температуры выше температуры зажигания.
2. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что изолируют разреженную изобарическую область от дозвукового пограничного слоя у входа в прямоточный воздушно-реактивный двигатель сверхзвуковым потоком газа, инжектируемым из щелевого сверхзвукового сопла, расположенного у входа в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
3. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают отсутствие загорания смеси воздуха и газообразного горючего до попадания в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, изолируя смесь воздуха и газообразного горючего А от воздуха, нагретого в окрестности критической части до температуры выше температуры зажигания газообразного горючего путем формирования между ними слоя нейтрального газа, производя инжекцию нейтрального газа через поверхность критической части.
4. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по любому из п.3, отличающийся тем, что в качестве основного газообразного горючего А выбирают водород.
5. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что сверхзвуковой поток газа, инжектируемый из щелевого сверхзвукового сопла, расположенного у входа в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, формируют из газообразного горючего С.
6. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.5, отличающийся тем, что в качестве газообразного горючего С выбирают пары керосина.
7. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве нейтрального газа выбирают гелий.
8. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве нейтрального газа выбирают вспомогательное газообразное горючее В с более высокой температурой зажигания, чем основное газообразное горючее А.
9. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вспомогательного газообразного горючего В выбирают пары керосина.
1
2
10. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что переднюю часть формируют из лобовой части, механически связанной с входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и с носовой частью, механически связанной с критической частью, причем поверхность лобовой части составляет в среднем угол с осью гиперзвукового летательного аппарата α, по крайней мере, в 1,5 раза больший, чем средний угол α поверхности носовой части с осью гиперзвукового летательного аппарата.
11. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.10, отличающийся тем, что лобовую и носовую части формируют из клиновидных тел с плоской симметрией, а разреженную изобарическую область над поверхностью передней части гиперзвукового летательного аппарата, заполненную инжектированным газообразным горючим А, формируют при равномерной по поверхности передней части инжекции газообразного горючего А.
12. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.10, отличающийся тем, что лобовую и носовую части гиперзвукового летательного аппарата формируют из тел вращения, а разреженную изобарическую область над поверхностью передней части гиперзвукового летательного аппарата, заполненную инжектированным газообразным горючим А, формируют при такой инжекции газообразного горючего А, что расход на единицу длины оси гиперзвукового летательного аппарата пропорционален расстоянию от критической части по оси гиперзвукового летательного аппарата, и расход на единицу поверхности равномерно распределен по азимутальной координате.
13. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что инжекцию газообразного горючего А осуществляют через систему отверстий в поверхности передней части гиперзвукового летательного аппарата.
14. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что инжекцию газообразного горючего А осуществляют через систему щелевых сопел в поверхности передней части гиперзвукового летательного аппарата.
15. Способ повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата по п.3, отличающийся тем, что инжекцию газообразного горючего А осуществляют через микропористую поверхность передней части гиперзвукового летательного аппарата.
16. Гиперзвуковой летательный аппарат с последовательно расположенными механически связанными критической частью, передней частью, входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, камерой сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и соплом прямоточного воздушно-реактивного двигателя, имеющий систему подачи горючего, газодинамически связанную, по крайней мере, с одним отверстием в передней части, газодинамически связанным с окружающей средой, причем поверхность критической части составляет угол с осью гиперзвукового летательного аппарата в среднем более 45°, а поверхность передней части составляет угол с осью гиперзвукового летательного аппарата в среднем менее 45°, отличающийся тем, что система подачи горючего газодинамически связана с, по крайней мере, одним отверстием инжекции горючего в стенке гиперзвукового летательного аппарата, газодинамически связанным с окружающей средой, находящимся, по крайней мере, в 5 раз ближе к критической части гиперзвукового летательного аппарата, чем к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, причем через, по крайней мере, одно такое отверстие инжекции горючего проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности передней части перед входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, и система подачи горючего газодинамически связана с, по крайней мере, одним отверстием в стенке гиперзвукового летательного аппарата, газодинамически связанным с окружающей средой, находящимся, по крайней мере, в 5 раз ближе к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, чем к критической точке гиперзвукового летательного аппарата.
17. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что дополнительно имеется система подачи газа, газодинамически связанная с щелевым сверхзвуковым соплом, газодинамически связанным с окружающей средой, расположенным в стенке передней части гиперзвукового летательного аппарата на расстоянии, по крайней мере, в 5 раз ближе к входу в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, чем к критической части, причем через щелевое сверхзвуковое сопло проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности передней части перед входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
18. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что дополнительно имеется система подачи нейтрального газа, газодинамически связанная, по крайней мере, с одним отверстием инжекции нейтрального газа в критической части, газодинамически связанным с окружающей средой, причем через, по крайней мере, одно такое отверстие инжекции газа проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности критической части и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
19. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что система подачи горючего газодинамически связана с, по крайней мере, одним щелевым отверстием в стенке гиперзвукового летательного аппарата, газодинамически связанным с окружающей средой, находящимся, по крайней мере, в 5 раз ближе к критической части гиперзвукового летательного аппарата, чем к входу в двигатель, причем через, по крайней мере, одно щелевое отверстие проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности передней части перед входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
20. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что система подачи горючего газодинамически связана с системой отверстий в стенке гиперзвукового летательного аппарата, газодинамически связанных с окружающей средой, из которых наиболее близкие к критической части находятся, по крайней мере, в 5 раз ближе к критической части гиперзвукового летательного аппарата, чем к входу в двигатель, причем через, по крайней мере, одно отверстие из системы отверстий проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности передней части перед входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
21. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что система подачи горючего газодинамически связана с порами в пористой стенке гиперзвукового летательного аппарата, газодинамически связанными с окружающей средой, из которых наиболее близкие к критической части находятся, по крайней мере, в 5 раз ближе к критической части гиперзвукового летательного аппарата, чем к входу в двигатель, причем через, по крайней мере, одну пору проходит любая кривая, образованная пересечением поверхности стенки гиперзвукового летательного аппарата и плоскости, нормальной к поверхности передней части перед входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель и проходящей через точку на критической части и точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
1
1
22. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.16, отличающийся тем, что передняя часть содержит лобовую часть, механически связанную с входом в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющую средний угол поверхности к оси гиперзвукового летательного аппарата α, и механически связанную с лобовой частью носовую часть, механически связанную с критической частью, причем носовая часть имеет средний угол поверхности к оси гиперзвукового летательного аппарата α2, по крайней мере, в 1,5 раза меньший α.
23. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.22, отличающийся тем, что лобовую и носовую части формируют из клиновидных тел с плоской симметрией.
24. Гиперзвуковой летательный аппарат по п.22, отличающийся тем, что лобовую и носовую части формируют из тел вращения.