Результат интеллектуальной деятельности: РЕАКТИВНОЕ СОПЛО С ОРИЕНТАЦИЕЙ ТЯГИ, СПОСОБ ЕГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ, ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ОБОРУДОВАННЫЙ ТАКИМ СОПЛОМ

Настоящее изобретение относится к области создания тяги на летательных аппаратах при помощи выброса потока газов и касается реактивного сопла с ориентацией тяги.

Для летательных аппаратов, приводимых в движение при помощи турбореактивных двигателей и имеющих военное применение, причем как для пилотируемых летательных аппаратов, так и для не пилотируемых летательных аппаратов, беспилотных летательных аппаратов, одной из важных технических задач является обеспечение скрытности его полета.

Скрытность летательного аппарата в полете определяется, в частности, двумя параметрами: эквивалентной площадью радиолокационного отражения (SER) и характеристикой инфракрасного излучения (SIR). Эквивалентная площадь радиолокационного отражения (SER) представляет собой поверхность, которая способна появиться на экране радара, принимая во внимание геометрические характеристики данного летательного аппарата. Характеристика инфракрасного излучения (SIR) представляет собой тепловой след, который оставляет данный летательный аппарат, в частности на уровне реактивных сопел двигателей, обеспечивающих истечение выхлопных газов.

Для снижения эквивалентной площади радиолокационного отражения (SER) предпочтительно, чтобы летательный аппарат не содержал руля направления или вертикального оперения в задней части фюзеляжа. При этом возникает проблема управления этим летательным аппаратом, в частности для изменения направления его полета. В этом случае для обеспечения возможности управления летательным аппаратом по рысканию или курсу предложено использовать векторное управление, то есть воздействие на ориентацию вектора тяги.

Известен принцип обеспечения управления летательным аппаратом путем воздействия на ориентацию реактивной газовой струи, вытекающей из реактивного сопла. Существуют технические решения, в которых используются механические средства или струйные средства отклонения или ориентации реактивной газовой струи. Управление реактивной газовой струей при помощи впрыскивания потока текучей среды в расширяющуюся часть реактивного сопла представляет собой техническое решение, выгодное для рассмотренного выше применения, поскольку оно позволяет согласовать различные аспекты векторного управления тягой и скрытности. Уже были осуществлены многочисленные исследования технических решений подобного рода.

В частности, в рамках управления полетом ракет используется технология инжекции потока текучей среды в расширяющуюся часть реактивного сопла. Принцип этого технического решения состоит в создании препятствия в расширяющейся части реактивного сопла при помощи инжекции потока газа. При этом отклонение вектора тяги производится путем изменения направления движения потока газов с переходом косого скачка уплотнения, возникающего в результате наличия упомянутого препятствия и избыточного давления, порождаемого отрывом пограничного слоя в непосредственной близости от области упомянутой инжекции. Это техническое решение обладает преимуществом, которое заключается в отсутствии в реактивном сопле подвижных частей в отличие от механических векторных реактивных сопел. Однако указанное техническое решение обладает целым рядом перечисленных ниже недостатков.

Чтобы обеспечить отклонение вектора тяги на угол в диапазоне от 15° до 20° необходимо осуществлять значительный (порядка 5%) отбор воздуха от двигателя.

Имеют место заметные потери тяги вследствие отбора воздуха от двигателя и потери на переход ударной волны.

Кроме того, существует определенная опасность потери эффективности отклонения вектора тяги в случае столкновения ударной волны с противоположной стенкой сопла.

В другом известном техническом решении осуществляют деформацию звуковой линии. Принцип этого технического решения состоит в обеспечении отклонения вектора тяги путем модификации формы звуковой линии в горловине реактивного сопла. Эта модификация обеспечивается при помощи двух одновременных инжекций: в горловине реактивного сопла на одной стенке и в расширяющейся части противоположной стенки в зоне, находящейся в непосредственной близости от поперечного сечения горловины. Это техническое решение имеет преимущество, т.к. исключается образование ударной волны, вызывающей потери тяги. Однако инжекция в геометрическую горловину реактивного сопла вызывает модификацию аэродинамической горловины и, следовательно, оказывает влияние на расход и характеристики двигателя. В частности, уменьшается запас по накачке компрессора. В то же время эффективность такого устройства для обеспечения управления по рысканию (относительно вертикальной оси самолета) требует подтверждения.

В то же время известна возможность обеспечения управления эффективным сечением горловины реактивного сопла при помощи струйной инжекции в горловину. Эффективность такого устройства была доказана экспериментальными исследованиями и расчетами. Таким образом можно обеспечить сужение эффективного сечения примерно на 10% с отбором воздуха от двигателя примерно на уровне 3%.

В случае реактивного сопла, предназначенного для оснащения военных беспилотных летательных аппаратов, задачу обеспечения скрытности с точки зрения SIR и SER связывают с необходимостью использования векторного управления тягой. Это привело к разработке двухмерных сильно сплющенных реактивных сопел с относительным удлинением порядка 5 для обеспечения скрытности с точки зрения SIR и SER и с заостренной наружной формой для обеспечения скрытности с точки зрения SER. Представленные выше технологии подтвердили свою эффективность при обеспечении отклонения вектора тяги для компенсации отсутствия руля направления. Однако при практической реализации таких технологий для реактивных сопел в указанном выше применении обнаружились перечисленные ниже трудности.

Управление при помощи струйной инжекции в расширяющуюся часть сопла требует значительной поверхности упора для обеспечения эффективности. Это имеет место для осесимметричных или двухмерных реактивных сопел с малым относительным удлинением, но не для реактивных сопел в рассматриваемом здесь применении. Таким образом, в протестированных конфигурациях оказывается, что боковые поверхности сопел являются достаточно короткими и имеют небольшую высоту. Это существенно ограничивает эффективность париетальной или пристеночной инжекции.

Инжекция в непосредственной близости от горловины реактивного сопла влечет за собой заметное уменьшение коэффициента расхода в результате эффекта загораживания сечения горловины. Это уменьшение сечения горловины оказывает, как об этом было сказано выше, значительное влияние на функционирование генератора газа, в частности с уменьшением запаса по помпажу компрессора.

Технической задачей предлагаемого изобретения является создание устройства управления летательным аппаратом, в частности по рысканию, которое не обладает перечисленными выше недостатками, которое будет достаточно эффективным и в котором обеспечивается контроль расхода двигателя.

Указанное устройство может быть использовано на однодвигательных или двухдвигательных летательных аппаратах, и, в частности, на беспилотных летательных аппаратах.

Это устройство может непрерывно обеспечивать управление вектором тяги с небольшой амплитудой и без ухудшения характеристик генератора газа.

Устройство способно обеспечивать значительную векторно управляемую тягу, необходимую для управления летательным аппаратом.

Устройство способно ограничивать характеристики инфракрасного излучения SIR в заднем поперечном секторе летательного аппарата.

Указанная техническая задача в соответствии с предлагаемым изобретением решена путем создания реактивного сопла с ориентацией тяги, сформированного таким образом, чтобы распределить основной поток создающих реактивную тягу газов, поступающих из по меньшей мере одного генератора газов на первый поток и второй поток, для выброса в первое полусопло и второе полусопло, причем упомянутое реактивное сопло содержит по меньшей мере одно из двух средств управления: средство распределения основного потока газов в каждое из двух упомянутых полусопел и средство ориентации вектора тяги, создаваемой каждым из двух этих полусопел, причем оба средства представляют собой средства со струйной инжекцией.

В предлагаемой заявке под выражением "полусопло" следует понимать сопло истечения газов, которое принимает часть основного потока газов за турбиной. Этот термин не связан с какой-либо специфической формой.

Предлагаемое техническое решение согласно изобретению обладает преимуществом, которое заключается в обеспечении возможности раздельного контроля двух полувекторов тяги по модулю и по их ориентации.

Преимуществом этого технического решения со средствами струйной инжекции является его простота и возможность функционирования с небольшим числом устройств струйной инжекции, обеспечивающая высокую надежность и относительно небольшую стоимость.

В первую очередь, полусопла расположены таким образом, чтобы обеспечить возможность ориентации вектора тяги по рысканию. Тем самым обеспечивается компенсация отсутствия на летательном аппарате руля направления.

В соответствии с возможным вариантом реализации упомянутые полусопла расположены таким образом, чтобы обеспечить возможность управления по тангажу, или же предлагаемое сопло содержит две пары полусопел, одна из которых предназначена для ориентации вектора тяги по рысканию, а другая предназначена для ориентации вектора тяги по тангажу.

В соответствии с другой характеристикой предлагаемого изобретения средство управления распределением газовых потоков содержит средства инжекции текучей среды в горловину каждого из полусопел. Говоря более конкретно, поскольку генератор газа представляет собой турбореактивный двигатель, средства струйной инжекции запитываются при помощи воздуха, который может быть отобран из компрессора этого генератора газов. Такое техническое решение является особенно предпочтительным, поскольку оно позволяет обеспечить сбалансированное функционирование во всех фазах полета. В частности, предусматривается способ функционирования реактивного сопла, в соответствии с которым производится непрерывный отбор воздуха из компрессора генератора газов.

В соответствии с еще одной характеристикой предлагаемого изобретения средства ориентации вектора тяги каждого из двух полусопел образованы средствами инжекции текучей среды на по меньшей мере одной из расширяющихся стенок каждого из двух полусопел.

Предпочтительно расширяющиеся части по одну и по другую стороны каждого полусопла имеют различную длину, и средства инжекции текучей среды располагаются на более длинных стенках этих расширяющихся частей. Таким образом, не допускается возможность того, чтобы отклоненная ударная волна касалась противоположной стенки сопла.

В соответствии с еще одной характеристикой предлагаемого изобретения упомянутые полусопла выполнены таким образом, чтобы по меньшей мере частично маскировать поперечное сечение основного потока газов. Тем самым обеспечивается уменьшение характеристики инфракрасного излучения SIR.

В соответствии с возможным вариантом реализации основной поток газов генерируется при помощи двух генераторов газа. В этом случае предлагаемое реактивное сопло предпочтительным образом содержит только одно средство ориентации вектора тяги, создаваемой каждым из двух полусопел.

Предлагаемое изобретение касается также турбореактивного двигателя или беспилотного летательного аппарата, содержащего такое реактивное сопло.

В дальнейшем предлагаемое изобретение описано более подробно со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает схематичный вид сверху беспилотного летательного аппарата, оборудованного реактивным соплом, согласно изобретению;

Фиг.2 - схематичный вид сверху части реактивного сопла согласно изобретению;

Фиг.3 - общий вид сзади в 3/4 реактивного сопла согласно изобретению;

Фиг.4 - расположения средств управления, в одном полусопле, согласно изобретению;

Фиг.5 - схему функционирования средств управления, расположенных в горловине сопла, согласно изобретению;

Фиг.6 - схему функционирования средств управления, расположенных в расширяющейся части полусопел, согласно изобретению.

Летательный аппарат 1 (фиг.1) представляет собой не являющийся ограничительным пример реализации и содержит носовую часть 2 и два крыла 3 и 4, и приводится в движение при помощи одного или двух турбореактивных двигателей (не показаны). Летательный аппарат сконструирован таким образом, что имеет по возможности наименьшую эквивалентную площадь радиолокационного отражения SER и наименьшую характеристику инфракрасного излучения SIR. Задняя часть летательного аппарата, в частности, не содержит вертикально расположенного руля направления и завершается остроконечной частью 5 с адаптированным соответствующим образом углом при вершине, составляющим, например, 40°, чтобы отражать электромагнитные волны радиолокационного излучения в бесконечность. Реактивное сопло 10 в соответствии с предлагаемым изобретением использует это ограничение, будучи раздвоенным. Это реактивное сопло 10 (фиг.2) распределяет основной поток газов, поступающий из канала 12, на входе на два потока в двух симметричных каналах 12А и 12В, которые завершаются двумя полусоплами 14 и 16, имеющими прямоугольное поперечное сечение. Каналы 12, 12А и 12В имеют форму, адаптированную для обеспечения распределения потока газов на два потока, а также для перехода от цилиндрической формы с круглым или по существу круглым поперечным сечением к форме с прямоугольным поперечным сечением. При этом в случае необходимости упомянутые каналы содержат дополнительный коленный изгиб, предназначенный для того, чтобы обеспечить маскировку турбины. Как показано на чертежах, эта маскировка уже обеспечивается, по меньшей мере частично, в результате расхождения между двумя полусоплами 14 и 16.

Таким образом, каждое из полусопел образовано горловиной прямоугольной формы, соответственно 14С и 16С, и горизонтальным удлиненным участком с высоким значением отношения ширины к высоте (фиг.3). Относительное удлинение сопел может иметь величину 2,5. По потоку позади горловины расширяющаяся часть сопла является короткой с наружной стороны 14D^E и 16D^E. Стенки этой расширяющейся части с внутренней стороны 14D^I и 16D^I выполнены более длинными. Это придает форму скошенной грани задним по потоку кромкам сопел 14 и 16. При этом их верхние и нижние стенки являются либо параллельными между собой, либо расходящимися.

Предлагаемая система предпочтительным образом оптимизирована так, чтобы обеспечить, в случаях отсутствия инжекции и отсутствия векторного управления тягой, некоторую минимальную поперечную тягу каждого полусопла. Действительно, это обстоятельство выражается в определенной потере осевой тяги, которую необходимо сократить до минимума. При этом общая боковая тяга остается нулевой вследствие симметрии системы.

В соответствии с предлагаемым изобретением для обеспечения управления летательным аппаратом 1, не имеющим вертикального оперения, предусмотрены средства управления, при помощи которых осуществляется воздействие на оба газовых потока.

На Фиг.4 представлен схематический вид полусопла 14. Это конфузорно-диффузорное полусопло 14 содержит горловину 14С и располагающиеся позади нее по потоку две расширяющиеся стенки 14D^I и 14D^E. В описываемом варианте реактивное сопло содержит инжектор 18 текучей среды, располагающийся на стенке на уровне горловины, и инжектор 20 текучей среды, располагающийся на стенке 14D^I расширяющейся части сопла. Этот инжектор предпочтительно расположен рядом с концом расширяющейся части.

Симметрично другое полусопло оборудовано инжектором 18 текучей среды, расположенным в горловине 16С, и инжектором 20 текучей среды, расположенным на стенке расширяющейся части 16D^I.

Инжекторы 18, 20 газа предпочтительным образом запитываются воздухом, отобранным в компрессоре турбореактивного двигателя, который создает основной поток газов.

На фиг.5 представлено функционирование инжекторов, расположенных в горловине сопла, стрелками 18/14 и 18/16 показаны направления инжекции воздуха через инжекторы 18. При этом момент рыскания создается при помощи управления распределением расхода в каждом из двух полусопел 14 и 16 посредством инжекции текучей среды в две горловины. В соответствии с этим примером реализации полусопло 14 принимает большой инжектируемый расход 18/14 и вследствие этого подвергается значительному сужению эффективного поперечного сечения горловины. И наоборот, полусопло 16 принимает меньший инжектируемый расход в горловине или не принимает его совсем. Следствием этого является формирование различия между правой и левой, как это имеет место в данном случае, составляющими осевой тяги F2/F1 и соответственно создание момента рыскания.

Отмечается, однако, что препятствие, формируемое в реактивном сопле, будет мгновенно приводить к повышению давления в канале и опасность возникновения накачки компрессора. В соответствии с предпочтительным способом функционирования создают перманентную номинальную инжекцию. Эта инжекция реализуется с некоторым одинаковым расходом воздуха, отбираемого таким образом, чтобы генератор газов не подвергался внезапным изменениям в процессе осуществления своей миссии, регулируя реактивное сопло на одинаковое эффективное сечение в общей горловине. Термодинамический цикл двигателя оптимизируется непосредственно под это требование постоянного отбора воздуха. Таким образом, система регулирования отобранного воздуха функционирует непрерывно и не содержит переходной фазы запуска.

Таким образом, этот способ функционирования в соответствии с предлагаемым изобретением обеспечивает, оказывая лишь незначительное влияние на характеристики двигателя, векторное управление тягой, которое позволяет компенсировать отсутствие вертикального хвостового оперения фюзеляжа, в частности для крейсерских режимов или медленно текущих переходных процессов.

Ниже со ссылками на фиг.6 описана работа устройства инжекции, расположенного в расширяющейся части сопел 14 и 16.

Инжекторы предпочтительно расположены на конце длинной стенки расширяющейся части сопла. Инжектируя текучую среду в сопло 14, обеспечивают отклонение вектора тяги, производимой данным соплом и представленной стрелкой F2. Тяга F1, создаваемая полусоплом 16, остается ориентированной в осевом направлении, поскольку ничто не стремится изменить ее направление. Из этого следует создание момента рыскания по отношению к центру тяжести данного летательного аппарата. Этот способ функционирования создает значительную векторную тягу для обеспечения управления полетом летательного аппарата, однако в ущерб характеристикам генератора газа. В то же время это ухудшение характеристик находится под контролем.

Выше был описан способ реализации предлагаемого изобретения. Однако возможны и многочисленные варианты этого способа, не выходящие за рамки данного изобретения. Так, например, показан канал 12, запитываемый при помощи одного генератора газа. В случае летательного аппарата, снабженного двумя двигателями, два выбрасываемых полупотока газов формируются двумя различными двигателями, а их регулирование осуществляется синхронизированным образом. В этом случае предпочтительно используют только инжекторы в расширяющейся части сопла.

Варианты размещения и функционирования средств управления подразумевают наличие одного средства управления. При этом имеется возможность обеспечить функционирование этого средства одновременно с другим средством или отдельно от него.

В соответствии с еще одним способом реализации (не описан) упомянутые сопла могут быть струйного типа с эжектором, то есть с вторичным потоком, открывающимся в основной канал или позади него по потоку.

Средства управления в соответствии с предлагаемым изобретением могут быть частично скомбинированы с механическими средствами ориентации газовых потоков.