Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ЗАПУСКА ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов, конкретно к размещению и устройству его силовой установки, в которой рабочее тело используется для создания реактивной струи.

Известен способ запуска гиперзвукового летательного аппарата для полета на больших скоростях (ГЛА, 1 - Р.И. Курзинер ''Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета'', М.: ''Машиностроение'', 1989 г., стр. 9), включающий его разгон стартовой двигательной установкой на основе турбореактивного двигателя (ТРД), жидкостно-реактивного (ЖРД) или реактивного двигателя твердого топлива (РДТТ) до большой сверхзвуковой скорости и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), обеспечивающего дальнейший полет ГЛА. При этом особую значимость приобретает конструктивная интеграция планера (фюзеляжа ГЛА) и элементов ПВРД (воздухозаборника и реактивного сопла, при которой функции элементов силовой установки (ПВРД) принимают на себя элементы ГЛА: носовая часть - в качестве поверхности сжатия воздухозаборного устройства и кормовая часть - в качестве расширяющегося участка (раструба) реактивного сопла ([1], стр. 246 и 247). Для обеспечения автономного полета ГЛА, после разгона стартовая двигательная установка отделяется от него.

Существенными признаками предлагаемого способа запуска ГЛА, совпадающими с признаками прототипа, являются следующие: способ запуска гиперзвукового летательного аппарата, включающий его разгон стартовой двигательной установкой, ее отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа.

Использование нижней поверхности носовой части фюзеляжа известного ГЛА в качестве поверхности сжатия воздуха, поступающего в ПВРД, приводит к появлению силы давления сжатого воздуха, направленной вверх - F_ВЗУ, и момента вращения этой силы (М_ВЗУ) относительно центра тяжести ГЛА (ЦТ_ГЛА), направленного по часовой стрелке, на увеличение угла атаки ГЛА (наклона продольной оси фюзеляжа к направлению потока воздуха). В автономном полете ГЛА момент М_ВЗУ должен быть компенсирован моментом противоположного направления, что может быть достигнуто расширением нижней части раструба реактивного сопла ПВРД, однако это приводит к увеличению мидельного (поперечного) сечения ГЛА, его аэродинамического сопротивления и, как следствие, массы стартовой двигательной установки, необходимой для разгона ГЛА. Кроме того, при выполнении расширяющейся нижней части раструба реактивного сопла ПВРД появляется сила F_РС и момент этой силы М_РС вращения ГЛА, состыкованного при разгоне со стартовой двигательной установкой, относительно центра тяжести сборки (ЦТ_СБ), который находится за реактивным соплом ПВРД и направлен на увеличение угла атаки сборки. Момент М_РС при разгоне сборки должен быть компенсирован расширением вниз формы стартовой двигательной установки (за расположением ЦТ_СБ) или отклонением аэродинамических поверхностей ГЛА в сборе со стартовой двигательной установкой. Оба эти способа увеличивают аэродинамическое сопротивление ГЛА со стартовой двигательной установкой и, как следствие, дополнительно увеличивают массу стартовой двигательной установки, необходимую для разгона ГЛА до определенной скорости, обеспечивающей условия для входа воздушного потока в проточный тракт воздухозаборного устройства и запуска ПВРД.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является уменьшение массы стартовой двигательной установки и увеличение аэродинамического качества ГЛА в автономном полете.

Для достижения заявленного технического результата в способе запуска ГЛА, включающем его разгон стартовой двигательной установкой, ее отделение и запуск прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с нижней частью фюзеляжа, в прямоточном воздушно-реактивном двигателе нижнюю часть поверхности раструба реактивного сопла за его критическим сечением выполняют поворотной на угол 5-30° относительно оси, расположенной горизонтально, фиксируют в убранном, крайнем верхнем положении на участке разгона и расфиксируют после отделения стартовой двигательной установки. Для упрощения конструкции фиксацию нижней поверхности раструба реактивного сопла обеспечивают элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

Отличительными признаками предлагаемого способа запуска ГЛА являются следующие: в прямоточном воздушно-реактивном двигателе нижнюю часть поверхности раструба реактивного сопла за его критическим сечением выполняют поворотной на угол 5-30° относительно оси, расположенной горизонтально, фиксируют в убранном, крайнем верхнем положении на участке разгона и расфиксируют после отделения стартовой двигательной установки, фиксацию нижней поверхности раструба реактивного сопла обеспечивают элементом конструкци стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков, в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы, уменьшается потребная для разгона масса стартовой двигательной установки, обеспечивается увеличение аэродинамического качества ГЛА в автономном полете и повышенные тягово-экономические характеристики ПВРД.

Предлагаемый способ запуска ГЛА может найти применение в авиационной и оборонной отраслях для ускоренной доставки полезной нагрузки к месту назначения.

Способ поясняется ГЛА, представленным на фиг. 1-3.

На фиг. 1 представлен вид ГЛА в разрезе, поясняющий фиксацию нижней части поверхности раструба реактивного сопла от поворота в поднятом положении элементом конструкции стартовой двигательной установки при ее стыковке к фюзеляжу.

На фиг. 2 представлен вид ГЛА в автономном полете, после отделения стартовой двигательной установки с выпускаемой повернутой в крайнее нижнее положение давлением газов реактивной струи нижней частью поверхности раструба реактивного сопла ПВРД, поясняющий формирование момента М_РС, уравновешивающего момент М_ВЗУ.

На фиг. 3 представлен вид А фиг. 2, поясняющий расположение оси поворота нижней части поверхности раструба реактивного сопла ПВРД.

ГЛА содержит фюзеляж 1, ПВРД 2, интегрированный с нижней частью фюзеляжа 1, и стартовую двигательную установку 3, состыкованную с фюзеляжем 1 последовательно, посредством устройства 4 стыковки и отделения. Нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7 реактивного сопла ПВРД 2 за критическим сечением 8 реактивного сопла выполнена с возможностью поворота на угол 5-30°, относительно оси 9, расположенной горизонтально, и зафиксирована от поворота в убранном, крайнем верхнем положении элементом 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 при ее стыковке к фюзеляжу 1. Воздухозаборное устройство 11 ПВРД 2 снабжено заглушкой 12, установленной на входе в его канал 13, посредством устройства 14 ее стыковки и отделения.

ГЛА работает следующим образом. Перед стыковкой стартовой двигательной установки 3 к фюзеляжу 1 нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7 реактивного сопла ПВРД 2 поворачивается вокруг оси 9 против часовой стрелки в убранное, крайнее верхнее положение. При их стыковке устройством 4 элемент 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 заходит под нижнюю часть 5 и удерживает его в убранном, крайнем верхнем положении при транспортировании и на участке стартового разгона фюзеляжа 1. При завершении разгона фюзеляжа 1 задействуются устройства 4 и 14 стыковки и отделения, обеспечивая расфиксацию крепления стартовой двигательной установки 3 и отделение (сброс) заглушки 12. При этом воздушный поток входит в канал 13 воздухозаборного устройства 11 и через критическое сечение 8 в раструб 7, повышая в нем давление перед стартовой двигательной установкой 3. Импульсы сил давления воздуха на поверхность раструба 7 и носовую поверхность стартовой двигательной установки 3 действуют в противоположных направлениях, обеспечивая ускорение фюзеляжа 1 и торможение стартовой двигательной установки 3, при этом они удаляются друг от друга, освобождается проточный тракт ПВРД 2 и обеспечивается возможность его запуска для автономного полета ГЛА. При этом также, благодаря удалению элемента 10 расфиксируется нижняя часть 5 поверхности 6 раструба 7, силы давления газов в котором поворачивают нижнюю часть 5 вокруг оси 9 в крайнее нижнее положение на угол 5-30°. В автономном полете ГЛА воздушный поток W_п (фиг. 2), тормозясь в воздухозаборном устройстве 11, создает повышенное давление воздуха у его стенок. Силы давления воздуха на стенки ВЗУ 11 формируют подъемную силу F_ВЗУ, действующую на носовую часть фюзеляжа 1, и момент этой силы М_ВЗУ, действующий на фюзеляж 1 в направлении увеличения угла его наклона к набегающему потоку воздуха (угла атаки). При этом, благодаря повороту нижней части 5 в крайнее нижнее положение, она находится под выбранным углом в диапазоне 5-30° к обтекающему фюзеляж потоку воздуха W_п, который воздействуя на нижнюю часть 5 силой давления воздуха формирует подъемную силу F_РС и момент вращения этой силы М_РС относительно центра тяжести фюзеляжа 1 (ЦТ_ГЛА). Благодаря противоположному направлению моментов М_ВЗУ и М_РС вращения они компенсируют друг друга, их равенство является критерием выбора при проектировании ГЛА необходимого угла 5-30° поворота нижней части 5. Силы F_ВЗУ и F_РС, направленные вверх, увеличивают подъемную силу фюзеляжа 1. При этом благодаря небольшому углу в диапазоне 5-30° наклона части 5 к потоку воздуха W_п сила аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1 в полете увеличивается незначительно и отношение подъемной силы фюзеляжа 1 к силе его аэродинамического сопротивления (аэродинамическое качество ГЛА) в целом увеличивается. Кроме того, благодаря повороту нижней части 5 в крайнее нижнее положение увеличивается степень расширения газа в раструбе 7, что увеличивает тягу ПВРД 2, компенсирующую незначительное увеличение силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1 вследствие поворота нижней части 5 в крайнее нижнее положение. Таким образом, при одном и том же расходе топлива увеличивается тяга ПВРД 2 и его удельный импульс (тяга с 1 кг топлива в 1 секунду - тягово-экономическая характеристика ПВРД 2), что обеспечивает автономный полет фюзеляжа 1 на большее расстояние, при одном и том же запасе топлива. На участке разгона фюзеляжа 1 стартовой двигательной установки 3, благодаря нахождению нижней части 5 поверхности 6 раструба 7 в убранном, крайнем верхнем, положении, а также наличию заглушки 12 на входе в канал 13 воздухозаборного устройства 11, обеспечивается уменьшение аэродинамического сопротивления фюзеляжа 1. Поэтому для разгона фюзеляжа 1 с убранной нижней частью 5, а также с установленной заглушкой 12 до скорости полета, обеспечивающей вход воздуха в канал 13 (запуск воздухозаборного устройства 11) и возможность запуска ПВРД 2, требуется меньший импульс тяги стартовой двигательной установки 3, следовательно, меньший запас в ней топлива и меньшая масса ее конструкции. Благодаря наличию элемента 10 конструкции стартовой двигательной установки 3 обеспечивается простое устройство фиксации нижней части 5 в убранном положении и ее расфиксации для поворота в выпущенное, крайнее нижнее положение при работе ПВРД 2 в автономном полете фюзеляжа 1. Конкретная величина моментов М_ВЗУ и М_РС и, соответственно, выбор необходимого угла поворота нижней части 5 зависят от геометрических параметров фюзеляжа 1, воздухозаборного устройства 11 и раструба 7, при этом наиболее целесообразная величина угла поворота нижней части 5 находится в диапазоне 5-30°, поскольку при углах менее 5° величина момента М_РС и увеличение тяги ПВРД 2 малы, а при углах более 30° существенно увеличиваются аэродинамическое сопротивление ГЛА в целом и расход топлива в ПВРД 2, необходимый для полета ГЛА.