Результат интеллектуальной деятельности: ГИПЕРЗВУКОВОЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ПРЯМОТОЧНЫМ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ПОВЫШЕННЫМИ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к гиперзвуковой авиации, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, в том числе с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем. Оно может применяться при создании гиперзвуковых летательных аппаратов различных типов и назначений.

Уровень техники

Рассматривается гиперзвуковой летательный аппарат, который при полете находится в гиперзвуковом потоке воздуха, направленном в основном по оси гиперзвукового летательного аппарата x, т.е. ось x направлена от носовой к кормовой части гиперзвукового летательного аппарата. Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя механически связана с поверхностью гиперзвукового летательного аппарата, причем передняя часть этой поверхности часто является одновременно воздухозаборным устройством двигателя, за ним при росте значений координаты x последовательно расположены камера сгорания и сопло указанного двигателя.

Для повышения летно-технических характеристик комплексов с гиперзвуковым летательным аппаратом существенна экономия его стартовой массы, т.к. начальная ступень, разгоняющая гиперзвуковой летательный аппарат до скоростей, при которых начинает работать прямоточный воздушно-реактивный двигатель, часто в несколько раз больше самого гиперзвукового летательного аппарата, и даже при относительно небольшой экономии стартовой массы гиперзвукового летательного аппарата получается большая экономия стартовой массы стартового комплекса (гиперзвуковой летательный аппарат + начальная ступень).

Известно (см., например, [Фомин В.М., Малмус Н., Маслов А.А., Фомичев В.П., Шиплюк А.Н., Поздняков Г.А., Постников Б.В., Поздняков Б.А. Влияние встречной плазменной струи на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики затупленного тела // ДАН. 1999. Т. 368. №2. С. 197-200.], [Mahapatra D., Sriram R., Jagadeesh G.. Effect of counterflow argon plasma jet on aerodynamic drag of a blunt body at hypersonic Mach numbers // The Aeronautical Journal. 2008. November. - P. 683-687]) устройство для повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, работающего в гиперзвуковом потоке воздуха, направленном по оси гиперзвукового летательного аппарата, в котором через отверстие Q в критической точке инжектируют в поток воздуха газ или плазму в направлении минус x по оси гиперзвукового летательного аппарата против потока воздуха. В случае затупленного тела с это дает большое (до 4 раз и более) снижение сопротивления. Из-за этого экономия стартовой массы гиперзвукового летательного аппарата

ΔM=М_f0-(M_f1+M_e+M_i)

для затупленного тела получается положительная: ΔM>0, здесь M_f0 - затраты массы горючего на создание тяги, компенсирующей сопротивление без инжекции, M_f1 - затраты массы горючего на создание тяги, компенсирующей сопротивление с инжекцией, М_е - затраты массы горючего на производство электроэнергии для формирования плазмы, M_i - затраты массы инжектируемого плазмообразующего вещества. Недостатком указанного способа и устройства является то, что если взять не затупленную, а заостренную оптимизированную форму гиперзвукового летательного аппарата, то экономия стартовой массы гиперзвукового летательного аппарата ΔM оказывается отрицательной, т.е. выгоднее оптимизировать форму гиперзвукового летательного аппарата, чем инжектировать газ или плазму указанным образом. Другим недостатком при инжекции плазмы является то, что теплоотдача в стенку критической части при этом повышается, что создает дополнительную необходимость в тепловой защите. Это ограничивает применение подобных устройств.

Известны [Александров А.Ф., Чувашев С.Н., Тимофеев И.Б. Способ обеспечения безударного сверхзвукового движения летательного аппарата в атмосфере и летательный аппарат. RU 2107010 В64С 21/02, 23/00, 30/00] способ и устройство повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, работающего в гиперзвуковом потоке воздуха, при которых за счет специального профилирования объемного энерговыделения и/или инжекции легкого газа формируют перед гиперзвуковым летательным аппаратом разреженную изобарическую (с относительным перепадом давления менее 20%) область, заполненную нагретым воздухом и/или инжектированным газом, обеспечивая давление, по крайней мере, на 30% меньшее, чем давление на переднюю заостренную оптимизированную поверхность гиперзвукового летательного аппарата при тех же плотности ρ и скорости v невозмущенного потока воздуха без объемного энерговыделения или инжекции легкого газа. Это обеспечивает более существенное, чем в ранее рассмотренном случае, снижение волнового сопротивления. В результате экономия стартовой массы ΔM оказывается положительной как при затупленной, так и при заостренной оптимизированной форме гиперзвукового летательного аппарата. Кроме того, в ряде режимов получается снижение тепловых потоков на поверхности передней и критической частей гиперзвукового летательного аппарата. Однако при применении профилированного нагрева воздуха и использовании для инжекции горючего газа сформируется высокотемпературная топливовоздушная смесь, и весьма вероятно ее нежелательное воспламенение. Поэтому целесообразно применение для такой инжекции негорючих газов, которые дают дополнительную стартовую массу M_i, что является недостатком данного устройства. Другим недостатком является разрушение изобарической области при появлении угла атаки, что резко сокращает возможности маневрирования такого летательного аппарата.

Известно [Bulman Melvin J Transpiration cooling for a vehicle with low radius leading edge 1995, US 5452866 B64C 1/38; B64G 1/50; B64G 1/58] устройство повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, в котором в поверхности гиперзвукового летательного аппарата имеются отверстия Q, газодинамически связанные с емкостью с газом, причем центры отверстий Q имеют координаты x меньше координаты x входа в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем отверстия Q выполнены в виде микроскопических пор. Однако указанные поры сформированы в кромке критической части и в выпуклой поверхности носовой части летательного аппарата. Цель такой инжекции - в защите критической части и переднего участка носовой части летательного аппарата от тепловых потоков, волновое сопротивление при этом не спадает, а даже может немного увеличиваться. Воздушный поток уплотняется и сильно нагревается в формирующейся ударной волне и частично перемешивается с инжектируемым газом, т.е. при использовании для инжекции горючего газа сформируется высокотемпературная топливовоздушная смесь, и весьма вероятно ее нежелательное воспламенение. Поэтому целесообразно применение для такой инжекции негорючих газов, которые дают дополнительную стартовую массу М_i.

Известно [Gardner, A Paull, А & McIntyre, Т. Upstream porthole injection in a 2-D scramjet //, Shock Waves, 2001, vol. 11 - pp. 369-375.], [Boyce R., McIntyre Т., O′Byrne S., Hagenmaier M. Combustion scaling laws and inlet starting for Mach 8 inlet-injection radical farming scramjets // Report AOARD-094019. - Brisbane: University of Queensland, 2010. - 13 pp.] устройство повышения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, работающего в гиперзвуковом потоке воздуха, в котором имеются отверстия Q в поверхности, газодинамически связанные с емкостью с горючим газом, причем центры отверстий Q расположены выше по потоку относительно входа в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя на прямой, нормальной к оси x, т.е. имеют одинаковое значение координаты x, меньшее координаты x_с входа в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем в качестве газообразного горючего используют водород, который полностью используется в прямоточном воздушно-реактивном двигателе для создания тяги, т.е. для инжекции не требуется запасать дополнительную массу газа, которая увеличивала бы стартовую массу на М_i.

Структура течения для этого случая показана на фиг 1. Гиперзвуковой летательный аппарат 1 находится в гиперзвуковом потоке воздуха 2, при их взаимодействии формируются ударные волны 3, 4, 5. Сжатый в ударных волнах воздух поступает в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя 6. Передняя часть гиперзвукового летательного аппарата 7 окружена гиперзвуковым пограничным слоем 8, заполненным высокотемпературным воздухом, нагретым за счет трения. Инжекция 9 горючего (водорода) происходит через несколько отверстий, оси которых лежат в одной плоскости сечения потока, при этом образуются струи инжектированного газообразного горючего 10, а также дополнительные ударные волны 11 и 12. Образование топливовоздушной смеси происходит при перемешивании струй горючего газа с потоком воздуха. Место инжекции, как правило, выбирается так, чтобы ударные волны 3, 11, 12 попадали на критическую точку на входе в прямоточный воздушно-реактивный двигатель 13.

Основной положительный эффект, приводящий к повышению летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, - это перемешивание горючего с воздухом еще до поступления в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, что позволяет сделать ее короче за счет сокращения или отсутствия зоны перемешивания, в результате чего снижаются суммарные тепловые потоки в стенки прямоточного воздушно-реактивного двигателя и снижается суммарная сила трения на стенках прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Эти аспекты являются достоинствами указанного устройства.

Одна из основных трудностей - возможность нежелательного раннего поджига образующейся топливовоздушной смеси высокотемпературными пограничными слоями, которые образуются при взаимодействии со стенками критической и передней частей гиперзвукового летательного аппарата с гиперзвуковым потоком воздуха [Buttsworth D.R., Jacobs Р.А. Premature Ignition in Scramjets with Intake Injection: A Preliminary Laminar Mixing Layer Simulation // Proceedings of the Australian Combustion Symposium December 2-4, 2009, The University of Queensland]. Т.о., недостатком данного устройства является ненадежность обеспечения отсутствия нежелательного воспламенения топливовоздушной смеси вне прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Волновое сопротивление от такой инжекции не уменьшается, что можно также считать недостатком, ограничивающим эффект улучшения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата.

Данное устройство наиболее близко к представленному изобретению и принято за прототип.

Целью данного изобретения является повышение летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата за счет устранения указанных недостатков прототипа при сохранении его указанных достоинств.

Сущность представленного изобретения заключается в устройстве - гиперзвуковом летательном аппарате с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, имеющем, как и прототип, отверстия Q в передней поверхности, газодинамически связанные с емкостью с горючим газом, здесь передняя поверхность ГЛА - та часть поверхности ГЛА, точки которой имеют x-координаты меньше, чем координата x=x_с входа в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, где ось гиперзвукового летательного аппарата x направлена по вектору скорости гиперзвукового потока, т.е. от носа к хвосту ГЛА. Однако, в отличие от прототипа, передняя поверхность ГЛА не является везде выпуклой, а имеет, по крайней мере, одно углубление, которое можно закрыть плоскостью с относительно небольшим зазором, т.е. имеется, по крайней мере, одна плоскость П такая, что точки γ на поверхности ГЛА, в которых нормали к поверхности ГЛА перпендикулярны П, имеют проекции на П, которые формируют на П, по крайней мере, один замкнутый контур Г, причем расстояния от этих точек γ до П не превышают 0.1 L, где L=х_max-x_min - продольный размер контура Г, x=x_max - наибольшее значение x-координаты точки на контуре Г, x=x_min - наименьшее значение x-координаты точки на контуре Г.

Отверстия Q расположены в этом углублении, т.е. на части поверхности ГЛА S_a, ограничивающей объем V_a, практически по всей длине S_a, т.е. так, что

x_max-x_qmax<0.2 L,

x_qmin-x_min<0.2 L,

где x=x_qmax - наибольшее значение x-координаты центра выходного сечения отверстия, x=x_qmin - наименьшее значение x-координаты центра выходного сечения отверстия,

Углубление, соответствующее контуру Г, достаточно большое, т.е. свободный объем V_i, ограниченный плоскостью П, частью поверхности ГЛА S_a, точки которой имеют проекции на П, лежащие на контуре Г или внутри него, и цилиндрической поверхностью с направляющей цилиндрической поверхности Г и образующей цилиндрической поверхности, нормальной к П, составляет, по крайней мере, 20% от соответствующего объема ГЛА V_a, ограниченного с одной стороны поверхностью ГЛА, с другой стороны цилиндрической поверхностью с направляющей цилиндрической поверхности Г и образующей цилиндрической поверхности, параллельной оси x, с третьей стороны плоскостью П_max, нормальной к оси x и проходящей через точку G_max на контуре Г, имеющую максимальную координату x. Именно на этой части поверхности ГЛА S_a расположены отверстия Q, но, в отличие от прототипа, не на одной прямой x=const, а почти по всей длине S_a, т.е. так, что

x_max-x_qmax<0.2 L,

x_qmin-x_min<0.2 L,

где L=x_max-x_min - продольный размер контура Г, х=x_max - наибольшее значение x-координаты точки на контуре Г, х=x_min - наименьшее значение x-координаты точки на контуре Г, x=x_qmax - наибольшее значение x-координаты центра тяжести выходного сечения отверстия, x=x_qmin - наименьшее значение x-координаты центра тяжести выходного сечения отверстия. Указанное углубление в поверхности ГЛА вытянуто в направлении x, т.е. L, по крайней мере, в 3 раза превышает Н, где Н=z_max-z_min - высота контура Г, z=z_max - наибольшее значение z-координаты точки на Г, z=z_min - наименьшее значение z-координаты точки на Г, ось z нормальна к плоскости П.

Гиперзвуковой летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем по данному изобретению может выполняться с формой передней части в виде соединенных основаниями усеченных пирамид, сужающихся в направлении минус x, из поверхности Р_а которых через поры осуществляется инжекция горючего газа, причем свободные объемы над гранями отделяются друг от друга плоскими стенками, причем передняя часть поверхности Р_а находится вблизи критической точки аппарата. В этом случае, по крайней мере, один контур Г выполняют в форме равнобедренной трапеции, причем параллельные стороны трапеции имеют x-координаты x=x_max и x=x_min, причем x_min-х₀<0.1 L, где х₀ - минимальная x-координата поверхности ГЛА, длина стороны, имеющей координату x=x_max, по крайней мере, в 3 раза больше длины стороны, имеющей координату x=x_min, а поверхность S_a сформирована плоскими стенками, плоскости которых содержат ось x, и плоскими стенками Р_а, параллельными оси y, лежащей в плоскости П нормально к оси x, причем отверстия Q выполнены в стенках Р_а в виде микроскопических пор. Такая форма передней части близка к осесимметричной, что предпочтительно для ряда приложений.

Гиперзвуковой летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем по данному изобретению может выполняться также с более традиционной для ГЛА преимущественно плоской геометрией, т.е. с передней поверхностью с параллельными оси у наклонными плоскими участками поверхности Р_a, через поры которой осуществляется инжекция горючего газа, причем свободные объемы над этими участками поверхности отделяются от окружающего потока воздуха плоскими стенками, а передняя часть поверхности Р_а находится вблизи критической точки аппарата. В этом случае, по крайней мере, один контур Г имеет форму прямоугольника, точки на двух параллельных сторонах прямоугольника имеют x-координаты x=х_max и x=x_min, причем x_min-x₀<0.1 L, а поверхность S_a сформирована вертикальными плоскими стенками, параллельными оси x и оси z, и плоскими стенками Р_а, параллельными оси y, причем отверстия Q выполнены в стенках Р_а в виде микроскопических пор.

Чтобы предотвратить контакт горючего газа с нагретым воздухом в окрестности критической точки (точек), там организуется локальная инжекция негорючего газа. Для этого в передней поверхности гиперзвукового летательного аппарата формируется, по крайней мере, одно отверстие с x-координатой центра тяжести выходного сечения х=х₀, газодинамически связанное с емкостью с негорючим газом.

Чтобы обеспечить сгорание относительно холодной топливовоздушной смеси в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя гиперзвукового летательного аппарата, эта камера сгорания может содержать устройство стабилизации горения на основе электрических разрядов или твердотопливных реактивных двигателей, которые постоянно нагревают и поджигают поступающие массы топливовоздушной смеси.

Чтобы использовать хладоресурс топлива для охлаждения наиболее горячих поверхностей прямоточного воздушно-реактивного двигателя и нагревать инжектируемый горючий газ до оптимальной температуры, отверстия Q могут быть газодинамически связаны с, по крайней мере, одним теплообменником, который газодинамически связан с емкостью с горючим газом и термически связан со стенками камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Перечень чертежей и иных материалов

Сущность данного изобретения поясняется чертежами фиг. 2…6.

На фиг. 2 показана схематически в разрезе по плоскости, содержащей оси x и z, передняя часть гиперзвукового летательного аппарата по данному изобретению и соответствующая структура течения.

На фиг. 3 показана схематически в разрезе по плоскости, содержащей оси x и z, в увеличенном масштабе окрестность критической точки гиперзвукового летательного аппарата.

На фиг. 4 представлены некоторые результаты математического моделирования структуры течения, обеспечивающей достижение указанных технических результатов.

На фиг. 5, 6 показаны примеры возможных форм гиперзвукового летательного аппарата по данному изобретению.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Возможность осуществления описанного устройства следует из фиг. 2…6.

На фиг. 2, 3: 1 - гиперзвуковой летательный аппарат, 2 - гиперзвуковой поток воздуха, 3 - ударная волна, 6 - камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, 7 - передняя часть гиперзвукового летательного аппарата, 9 - устройство инжекции газообразного горючего, 13 - вход в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, 14 - изобарическая область, заполненная горючим газом, 15 - топливовоздушная смесь, 16 - устройство инжекции нейтрального газа через поверхность у критической точки, 17 - зона высокотемпературного ударно-сжатого воздуха, 18 - зона стабилизации горения, 19 - поток нейтрального газа. Штрих-пунктирной линией обозначена проекция плоскости П. При движении гиперзвукового летательного аппарата 1 происходит постоянная инжекция газообразного горючего из устройства инжекции газообразного горючего 9, происходит постоянная инжекция потока 19 нейтрального газа с помощью устройства инжекции нейтрального газа через поверхность у критической точки 16. С одной стороны, указанную топливовоздушную смесь 15 пространственно удаляют от зоны высокотемпературного ударно-сжатого воздуха 17; с другой стороны, обеспечивают отсутствие контакта топливовоздушной смеси 15 с воздухом, нагретым в высокотемпературных гиперзвуковых пограничных слоях, обеспечивая заполнение погранслоя от х₀ до x_qmin нейтральным газом, и организуя взаимодействие потока воздуха с изобарической областью, заполненной горючим газом 14. Указанными мерами обеспечивают надежность предохранения топливовоздушной смеси 15 от преждевременного возгорания. Сопротивление снижают, обеспечивая формирование изобарической области, заполненной горючим газом 14, что снижает волновое сопротивление, и не допуская формирование у области гиперзвуковых пограничных слоев, что снижает сопротивление трения. Граница инжектированного газа с гиперзвуковым потоком воздуха близка к плоскости П, через относительно малые зазоры между П и поверхностью ГЛА газ практически не выходит вперед и в стороны, а в направлении x выходит в виде топливовоздушной смеси 15, которую направляют в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя 6, где происходит постоянное инициирование горения топливовоздушной смеси в зоне стабилизации горения 18.

Формирование вышеописанной структуры течения, обеспечивающей достижение указанных технических результатов, подтверждается с помощью вычислительных экспериментов с учетом газодинамических и химических процессов на основе уравнений Навье-Стокса и системы 12 уравнений химической кинетики водорода: на фиг. 4 для случая плоской симметрии передней части гиперзвукового летательного аппарата приведены характерные расчетные распределения плотности водорода (фиг. 4, а), температуры (фиг. 4, б), давления (фиг. 4, в). Скорость натекающего потока 1.24 км/с, температура 223 К, давление 2.03 кПа, из передней части гиперзвукового летательного аппарата равномерно инжектируется водород со скоростью 10 м/с, давлением 4 кПа, температурой 240 К. Производится также инжекция сверхзвуковой струи водорода из узкого щелевого сопла в месте, указанном стрелкой на фиг. 4. Реакция горения нигде не наблюдается, в прямоточный воздушно-реактивный двигатель поступает смесь водорода с воздухом, контакт поверхности с гиперзвуковым потоком воздуха отсутствует по всей передней части гиперзвукового летательного аппарата, температуры топливовоздушной смеси вне двигателя не превышают 300 К, а давление в занятой водородом изобарической области практически выровнено на низком уровне, что в данном случае обеспечивает примерно двукратное снижение волнового сопротивления по сравнению со случаем отсутствия инжекции.

Возможный вид передней части гиперзвукового летательного аппарата по данному изобретению с формой, близкой к плоской, показан на фиг. 5. В данном примере свободный объем V_a ограничен плоскостью П, пористыми гранями Р_а передней поверхности, из которых производится инжекция горючего газа, и плоскими стенками 20. Вычислительные эксперименты в трехмерной нестационарной постановке показали, что в данном случае структура течения в плоскости симметрии, содержащей оси x и z, соответствует представленной на фиг. 2, 4.

Возможный вид передней части гиперзвукового летательного аппарата по данному изобретению с многогранной формой, близкой к осесимметричной, показан на фиг. 6 (вид в аксонометрической проекции и вид по нормали к оси x). Такая форма лучше, чем показанная на фиг. 5, компонуется с ракетной ступенью, разгоняющей аппарат до скоростей, при которых возможна работа прямоточного воздушно-реактивного двигателя. В данном примере имеется 4 свободных объема, ограниченные четырьмя соответствующими плоскостями П и отделенные друг от друга плоскими стенками 20, каждый из них расположен над пористыми гранями передней поверхности, из которых производится инжекция горючего газа. В первом приближении газодинамические процессы в различных свободных объемах и над ними независимы, что позволяет рассматривать лишь один из них. На фиг. 6 обозначения приведены лишь для одного свободного объема из четырех. Вычислительные эксперименты в трехмерной нестационарной постановке показали, что и в данном случае структура течения в плоскости симметрии, содержащей оси x и z, соответствует представленной на фиг. 2, 4.

Технический результат - существенное снижение аэродинамического сопротивления и нагрева гиперзвукового летательного аппарата, уменьшение размеров камеры сгорания, уменьшение стартовой массы гиперзвукового летательного аппарата за счет экономии горючего, уходящего на создание тяги, компенсирующей силу аэродинамического сопротивления.