СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
METHOD OF CONTROL OVER SUPERSONIC AIRCRAFT OVERFLOW

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к способам совершенствования аэродинамических характеристик маневрирующих в атмосфере сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА) на основе управления их обтеканием.
Из предшествующего уровня техники известны традиционные для авиации, способы управления движением сверхзвуковых летательных аппаратов, основанные на изменении их обтекания с помощью механического отклонения управляющих элементов планера (щитки, элероны, триммеры). Механические системы предполагают наличие сервомеханизмов движения элементов управления, имеют значительное время выполнения управляющих команд.
Известен способ, в котором предлагается дополнить работу управляющих элементов планера летательного аппарата локальным нагревом поверхности перед ними для увеличения диапазона управляющих усилий: Патент РФ №790517, МПК B64C 23/00, опубл. 01.2006 [1]. Этот способ не избавляет от использования сервомеханизмов перемещений, но добавляет к ним устройства нагрева и охлаждения поверхности.
Известен способ управления сверхзвуковым обтеканием с помощью механического выдвижения набора стержней из носовой части летательного аппарата: Патент РФ №2268847, МПК B64G 1/22, B64G 1/46, B64C 21/00, опубл. 01.2006 [2]. Выдвижение стержней по определенной программе позволяет создавать их симметричные и несимметричные пространственные конфигурации, изменяющие обтекание летательного аппарата таким образом, что возникают продольные и боковые управляющие усилия. Однако данный способ имеет все упомянутые выше недостатки управления обтеканием с помощью механических перемещений. Кроме того, взаимодействие скачков уплотнения, создаваемых стержнями, с пограничным слоем на соседних стержнях может приводить к нестационарному отрыву и потере устойчивости обтекания.
В изобретениях: патенты РФ №2383469, 2281884, 2274585, 2317919 [3-6] предложены способы управления обтеканием до-, сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов с помощью локального выдува струй газа в поток с поверхности планера через отверстия или пористые вставки. Выдув газа приводит к отрыву пограничного слоя и изменению обтекания летательного аппарата, появлению управляющих усилий. При этом газ отбирается из канала воздухозаборника и выхлопа двигательной установки летательного аппарата и подводится к месту истечения струй по сложной системе регулируемого газораспределения. Это предполагает наличие летательного аппарата с двигательной установкой и достаточным внутренним объемом для размещения системы газораспределения.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является способ управления обтеканием сверхзвукового летательного аппарата, в котором используется выдув газовых струй с поверхности летательного аппарата через отверстия или пористые вставки для создания аэродинамических усилий на летательном аппарате, описанный в патенте РФ №2383469, МПК B64C 21/04, опубл. 01.2001. [3]. В способе [3] производится отбор газа от источника газа с последующим подводом отобранного газа к проницаемым пористым вставкам на поверхностях летательного аппарата с температурой, отличной от температуры набегающего потока, а также от температуры пограничного слоя и выдуве этого газа локально в пограничный дозвуковой или сверхзвуковой слой этого потока, обтекающего летательный аппарат. В диапазоне скоростей полета от дозвуковых до M=3,5 производят локальный дозвуковой выдув плоской струи газа через проницаемые пористые вставки в виде смеси воздуха с продуктами сгорания топлива двигателя, что создает зону отрыва пограничного слоя и повышенного давления. При скоростях выше M=3,5 зона отрыва и повышенного давления создается дозвуковым выдувом через проницаемые пористые вставки струи низкотемпературного воздуха, полученного из системы охлаждения летательного аппарата. При этом маневрирование (поворот, наклон) летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через проницаемые пористые вставки на фюзеляже, несущих плоскостях и управляющих элементах летательного аппарата. Для реализации этого способа необходима система, которая включает, по крайней мере, одну двигательную установку, топливную систему, несущие и управляющие профили, источник отбираемого газа, присоединенный герметичными магистралями к проницаемым пористым вставкам на поверхностях летательного аппарата.
Недостатком данного способа является сложность системы газораспределительных сетей и необходимость использования энергетической установки. Такая схема управления может использоваться только для летательного аппарата, габариты которых опускает размещение системы регулируемого газораспределения, двигательную установку и топливную систему.
Для маневрирующих малоразмерных сверхзвуковых летательных аппаратов без двигательной установки требуется более простая система управления, не содержащая движущихся элементов и сервомеханизмов перемещения.
Предлагаемыми изобретениями решается задача создания управляющих усилий за счет изменения обтекания летательного аппарата.
Технический результат изобретения состоит в том, что появляется возможность формировать усилия, изменяющие траекторию движения летательного аппарата, используя воздействие на набегающий поток неподвижными пористыми газопроницаемыми пористыми вставками с управляемым нагревом, что позволяет обеспечить создание контролируемых аэродинамических сил, упростить конструкцию и повысить быстродействие системы.
Для достижения этого технического результата в предлагаемом способе управления обтеканием сверхзвукового летательного аппарата набегающим воздушным потоком при его движении во внешней среде, включающем изменение направления воздушного потока со встречного на радиальное истечение относительно летательного аппарата, новым является то, что на набегающий воздушный поток воздействуют газопроницаемыми пористыми вставками, изолированными друг от друга и от корпуса летательного аппарата, расположенными симметрично относительно продольной оси преимущественно в его носовой части, при этом осуществляют одновременный или поочередный нагрев газопроницаемых пористых вставок с возможностью создания симметричного или асимметричного воздействия на набегающий воздушный поток.
Нагрев газопроницаемых пористых вставок может осуществляться с помощью тлеющего электрического разряда.
Нагрев газопроницаемых пористых вставок может осуществляться при каталитическом горении горючей смеси.
Нагрев газопроницаемых пористых вставок также может осуществляться с помощью электрического омического нагревателя.
Кроме того, газопроницаемые пористые вставки выполнены тепло- и электроизолированными друг от друга и от корпуса летательного аппарата.
Кроме того, газопроницаемые пористые вставки выполнены теплоизолированными друг от друга и от корпуса летательного аппарата.
Использование газопроницаемых пористых вставок с изменяемой температурой обеспечивает управление пространственным обтеканием летательного аппарата, позволяет создавать продольные и поперечные усилия на летательный аппарат, повышает быстродействие и надежность системы управления движением ЛА, исключает использование механических систем тяг, двигательной установки, газораспределительных систем.
Сравнительный анализ предлагаемого способа с прототипом показывает, что использование неподвижных газопроницаемых пористых вставок с управляемым нагревом вместо выдува струй, отбираемых из двигательной установки, позволяет обеспечить создание управляемых аэродинамических сил, упростить конструкцию и повысить быстродействие системы.
Предлагаемый способ и методы нагрева газопроницаемых пористых вставок поясняются чертежами, на которых изображены схемы управления обтеканием носовой части ЛА, представленными на фиг. 1, 2 и 3.
На фиг. 1 - схема управления обтеканием носовой части летательного аппарата при нагреве газопроницаемой пористой вставки с помощью тлеющего электрического разряда. Показан вид спереди (слева) и вид сбоку в сечении А-А (справа).
На фиг. 2 - схема управления обтеканием носовой части летательного аппарата при нагреве газопроницаемой пористой вставки с помощью каталитического горения горючей смеси в объеме пористого материала. Показан вид спереди (слева) и вид сбоку в сечении А-А (справа).
На фиг. 3 - схема управления обтеканием носовой части летательного аппарата при нагреве газопроницаемой пористой вставки с помощью электрического омического нагревателя. Показан вид спереди (слева) и вид сбоку в сечении А-А (справа).
На схеме фиг. 1 показан набегающий поток 1, головная ударная волна 2, четыре газопроницаемые пористые вставки 3, нагреваемые тлеющим электрическим разрядом, расположенные симметрично относительно продольной оси в носовой части корпуса 4 ЛА. Газопроницаемые пористые вставки 3 изолированы друг от друга и корпуса 4 теплоизолирующими пластинами 5, не проводящими электрический ток.
На схеме фиг. 2 показан набегающий поток 1, головная ударная волна 2, четыре газопроницаемые пористые вставки 3 с каталитическим покрытием внутренней поверхности пор и расположенные симметрично относительно продольной оси в носовой части корпуса 4 летательного аппарата. Газопроницаемые пористые вставки 3 изолированы друг от друга теплоизолирующими пластинами 5 и плотно примыкают к корпусу летательного аппарата 4 также через теплоизолирующие пластины 5. В пористые вставки через отверстия 6 в корпусе летательного аппарата в месте примыкания подается горючая смесь.
На схеме фиг. 3 показан набегающий поток 1, головная ударная волна 2, четыре газопроницаемые пористые вставки 3, пронизанные электрическими омическими нагревателями 7, расположенные симметрично относительно продольной оси в носовой части корпуса 4 летательного аппарата. Газопроницаемые пористые вставки 3 изолированы друг от друга теплоизолирующими пластинами 5 и плотно примыкают к корпусу летательного аппарата 4 также через теплоизолирующие пластины 5. На омические нагреватели через разъемы 8 в корпусе летательного аппарата подается ток для их нагрева.
Предлагаемый способ осуществляется следующим образом.
При нагреве пористых вставок электрическим разрядом для изменения обтекания головной части летательного аппарата и создания управляющих усилий на одну из пористых вставок (на фиг 1, верхнюю) подается электрическое напряжение достаточной величины для зажигания тлеющего разряда между вставкой и корпусом летательного аппарата, которое зависит от плотности воздуха, обтекающего аппарат. При этом корпус летательного аппарата служит анодом, а пористый материал катодом. Это позволяет реализовать схему так называемого тлеющего разряда с полым катодом, с повышенной плотностью тока в разряде, устойчивого к сносящему воздействию на разряд течения воздуха в порах вставок и вложить основную мощность разряда в нагрев именно пористого материала. Тлеющий разряд, проникая внутрь пористого материала по каналам пор вставки, объемно нагревает пористый материал. Воздух набегающего потока, проникает в пористый материал через лобовую поверхность вставки, течет в порах материала, нагревается от контакта с пористым материалом и далее вытекает через боковую поверхность вставки. При этом вязкость воздуха повышается и, следовательно, возрастает гидравлическое сопротивление движению потока в пористом материале, что приводит к более интенсивному выдуву нагретого воздуха через боковую поверхность перпендикулярно набегающему потоку. Головная ударная волна отходит от поверхности нагретой вставки, давление за ней повышается относительно давления за ударной волной над ненагретой вставкой, что создает асимметрию аэродинамических сил относительно направления, перпендикулярного продольной оси летательного аппарата, и появление боковых усилий (на фиг. 1, вертикальных). При подаче напряжения разряда на вставку, расположенную со сдвигом 90° вокруг продольной оси летательного аппарата, появляются горизонтальные усилия. При одновременной подаче напряжения на все четыре пористые вставки боковые усилия становятся симметричными, что приводит к возрастанию аэродинамического сопротивления летательного аппарата в целом.
При нагреве пористых вставок при каталитическом горении горючей смеси для изменения обтекания головной части летательного аппарата и создания управляющих усилий к одной из пористых вставок с каталитически покрытием (на фиг. 2, верхнюю) через отверстия в корпусе летательного аппарата и теплоизоляторе подается горючая смесь. При контакте смеси с каталитической поверхностью пор в объеме пористого материала происходит беспламенное горение смеси и нагрев пористого материала. Воздух набегающего потока проникает в пористый материал через лобовую поверхность вставки, течет в порах материала, нагревается от контакта с пористым материалом и смешением с продуктами горения и далее вытекает через боковую поверхность вставки. При этом его вязкость повышается и, следовательно, возрастает гидравлическое сопротивление движению потока в пористом материале, что приводит к более интенсивному выдуву нагретой смеси воздуха и продуктов горения через боковую поверхность перпендикулярно набегающему потоку. Головная ударная волна отходит от поверхности нагретой вставки, давление за ней повышается относительно давления за ударной волной над ненагретой вставкой, что создает асимметрию аэродинамических сил относительно направления, перпендикулярного продольной оси летательного аппарата, и появление боковых усилий (в данном случае вертикальных). При подаче горючей смеси на вставку, расположенную со сдвигом 90° вокруг продольной оси летательного аппарата, появляются горизонтальные усилия. При одновременной подаче горючей смеси на все четыре пористые вставки боковые усилия становятся симметричными, что увеличивает аэродинамическое сопротивление летательного аппарата в целом.
При нагреве пористых вставок электрическим омическим нагревателем для изменения обтекания головной части летательного аппарата и создания управляющих усилий на контакты нагревателя одной из пористых вставок (на фиг. 3, верхней) подается электрическое напряжение. Тепло создаваемое омическим нагревателем, распространяясь внутрь пористого материала, объемно нагревает пористый материал. Воздух набегающего потока проникает в пористый материал через лобовую поверхность вставки, течет в порах материала, нагревается от контакта с пористым материалом и далее вытекает через боковую поверхность вставки. При этом вязкость воздуха повышается и, следовательно, возрастает гидравлическое сопротивление движению потока в пористом материале, что приводит к более интенсивному выдуву нагретого воздуха через боковую поверхность перпендикулярно набегающему потоку. Головная ударная волна отходит от поверхности нагретой вставки, давление за ней повышается относительно давления за ударной волной над ненагретой вставкой, что создает асимметрию аэродинамических сил относительно направления, перпендикулярного продольной оси летательного аппарата и появление боковых усилий (на фиг. 1, вертикальных). При подаче напряжения на контакты омического нагревателя вставки, расположенной со сдвигом 90° вокруг продольной оси ЛА, появляются горизонтальные усилия. При одновременной подаче напряжения на нагреватели всех четырех пористых вставок боковые усилия становятся симметричными, что приводит к возрастанию аэродинамического сопротивления летательного аппарата в целом.
В ранее проведенных в ИТПМ СО РАН исследованиях: Миронов С.Г., Сердюк К.М., Фомин В.М. Снижение волнового сопротивления тел в сверхзвуковом потоке пористыми материалами // Письма в ЖТФ. 2009. Т. 35, Вып. 3. С. 39-45 [7]; Бедарев И.А., Миронов С.Г., Сердюк К.М., Федоров А.В., Фомин В.М. Физическое и математическое моделирование сверхзвукового обтекания цилиндра с пористой вставкой // ПМТФ. 2011. Т. 52, №1. С. 13-23 [8] была экспериментально показана высокая эффективность использования ненагреваемых газопроницаемых высокопористых вставок в передней части тел, обтекаемых сверхзвуковым потоком с числами Маха M=5 и 20, для снижения аэродинамического сопротивления, что позволило предложить на этой основе вышеупомянутые схемы управления обтеканием.
Экспериментальные исследования по управлению аэродинамическими характеристиками тел в сверхзвуковом потоке с помощью газопроницаемых материалов и с использованием их нагрева, проведенные в ИТПМ СО РАН, продемонстрировали эффект увеличения аэродинамического сопротивления и возможность создания боковых усилий на модель в сверхзвуковом потоке для числа Маха 5.
Предлагаемый способ управления сверхзвуковым обтеканием может быть использован при разработке и проектировании возвращаемых космических аппаратов, высотных гиперзвуковых летательных аппаратов, осуществляющих управляемое сверхзвуковое движение в атмосфере, а также при разработке новых типов элементов боевого оснащения ракет.
Источники информации
1. Патент РФ №790517, МПК B64C 23/00, опубл. 01.2006.
2. Патент РФ №2268847, МПК B64G 1/22, B64G 1/46, B64C 21/00, опубл. 01.2006.
3. Патент РФ №2383469, МПК B64C 21/04, опубл. 01.2001 - прототип.
4. Патент РФ №2281884, МПК B64C 21/02, B64C 23/00, опубл. 01.2001.
5. Патент РФ №2274585, МПК B64C 21/04, опубл. 01.2001.
6. Патент РФ №2317919, МПК B64C 23/00, B63B 1/38, опубл. 01.2006.
7. Миронов С.Г., Сердюк К.М., Фомин В.М. Снижение волнового сопротивления тел в сверхзвуковом потоке пористыми материалами // Письма в ЖТФ. 2009. Т. 35, Вып. 3. С. 39-45.
8. Бедарев И.А., Миронов С.Г., Сердюк К.М., Федоров А.В., Фомин В.М. Физическое и математическое моделирование сверхзвукового обтекания цилиндра с пористой вставкой //ПМТФ. 2011. Т. 52, №1. С. 13-23.