Способ изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата и устройство для его осуществления

Способ изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата и устройство для его осуществления

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационно-космической технике и позволяет, в частности, повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов в диапазоне от дозвуковых до гиперзвуковых скоростей, а также повысить их маневренность до интервала, ограниченного только пределом прочности конструкции.

Известны сверхзвуковые самолеты (см. «Проектирование самолетов». Учебник для вузов./ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др. - М.: Машиностроение, 1983, с.603, рис.V-25), например, сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд», который имеет стреловидное крыло, фюзеляж, четыре турбореактивных двигателя (ТРД), расположенные непосредственно под крылом, баки с топливом. Недостатком этого технического решения является то, что оно не позволяет существенно изменять подъемную силу летательного аппарата, в частности значительно увеличивать ее, за счет чего можно было бы при тех же характеристиках двигателей увеличить число пассажирских мест (коммерческую нагрузку) или крейсерскую скорость полета, а также максимальную высоту и расчетную дальность полета.

Известно устройство газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата (патент РФ №2148179, опубл. 27.04.2000 г.). В конструкцию устройства входит двигатель, канал воздухозаборника, канал выхлопных газов двигателя, рулевая поверхность, удлинительная труба двигателя, которая служит каналом подвода выхлопных газов к рулевой поверхности. При этом к удлинительной трубе организован подвод воздуха с более низкой температурой, чем выхлопные газы двигателя. Конструкция устройства газодинамического обдува рулевой поверхности летательного аппарата недостаточно эффективна для решения задачи увеличения подъемной силы сверхзвукового летательного аппарата, так как срез (выходное сечение) выхлопного сопла двигателя располагается у задней кромки крыла, а поток газа, истекающий из сопла, сложно развернуть и направить на крыло к передней кромке. Сложно также обеспечить охлаждение большой массы выхлопных газов. Кроме того, в сверхзвуковом потоке дополнительный дозвуковой обдув на больших высотах не повлияет существенно на величину подъемной силы, а реализация обдува затруднена из-за возникающих на крыле скачков уплотнения.

Известна система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата, включающего два реактивных двигателя, компрессор каждого из которых является источником отбираемого газа, который присоединен через регулируемые элементы герметичной магистралью к зонам локального выдува на каждой консоли крыла (патент США №4099691). Основным недостатком данной конструкции является сравнительно незначительное влияние выдуваемого газа на величину подъемной силы летательного аппарата.

Наиболее близким к заявленному техническому решению является система изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата (патент РФ №2282563). В способе изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, заключающемся в отборе разогретого газа от источника газа и последующем подводе отобранного газа к поверхностям летательного аппарата, производят локальный выдув с дозвуковой скоростью, но меньшей скорости дозвукового внешнего набегающего потока, струи, разогретой до температуры, отличной от температуры набегающего воздушного потока и температуры пограничного слоя этого потока, смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигательной установки через зоны локального выдува на нижней и верхней или нижней или верхней несущих плоскостей летательного аппарата или на фюзеляже в приповерхностный (пограничный) слой обтекающего их воздушного потока, вместе с тем производят отбор воздуха из воздухозаборника или от компрессора двигательной установки и по герметичным магистралям через регулирующие органы подают его со сверхзвуковой скоростью через сверхзвуковые сопла, например, плоские по конфигурации, от передней кромки несущей плоскости, например, по нижней поверхности несущей плоскости в направлении хорды несущей плоскости, перекрывая сверхзвуковым или высокоскоростным дозвуковым (число Маха больше 0,7) потоком воздуха выходящие из зон локального выдува дозвуковые газовые струи в режимах взлета и посадки, при маневрировании летательного аппарата, а также на любых участках полетной трассы. Выполнение крена и изменение высоты полета летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через зоны локального выдува нижних поверхностей несущих плоскостей летательного аппарата. В устройстве для изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости, управляющие профили, двигательная установка соединена герметичными магистралями с зонами локального выдува, размещенными на поверхностях несущих плоскостей и управляющих профилей летательного аппарата, зоны локального выдува выполнены в виде проницаемых пористых вставок.

Недостатком указанного технического решения является отсутствие возможности использовать изменение аэродинамических характеристик летательного аппарата от дозвуковых скоростей до гиперзвуковых скоростей.

Изобретение направлено на решение задачи изменения подъемной силы летательного аппарата в широких пределах.

Достигаемый технический результат состоит в том, что появляется возможность практически мгновенного увеличения подъемной (поперечной) силы на всех режимах полета летательного аппарата. Кроме увеличения подъемной (поперечной) силы несущих плоскостей, появляется возможность создания управляющих моментов для рулевых поверхностей или управляющих профилей без применения сложных механических или иных систем тяг, в результате чего возрастают надежность и ресурс различных управляющих профилей, сокращается время совершения маневра до пределов, определяющихся только прочностными возможностями конструкции. Применение указанного технического решения для носовой части летательного аппарата позволяет формировать усилие, тормозящее летательный аппарат в любых режимах полета.

Технический результат достигается тем, что в способе изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, заключающегося в отборе газа от источника газа и последующим подводе отобранного газа к проницаемым пористым вставкам на поверхностях летательного аппарата с температурой, отличной от температуры набегающего воздушного потока, а также от температуры пограничного слоя этого потока и выдуве этого газа локально в пограничный сверхзвуковой или дозвуковой слой воздушного потока, обтекающего профили летательного аппарата, с изменением давления в окрестности зоны выдува, в диапазоне скоростей летательного аппарата от дозвуковых до скоростей, соответствующих примерно 3,5 числа Маха, локальный дозвуковой выдув плоской струи газа через проницаемые пористые вставки производят, например, в виде смеси воздуха и продуктов сгорания топлива двигателя летательного аппарата с температурой, выше температуры набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К, создавая в окрестности зоны выдува область повышенного давления, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления через проницаемые пористые вставки производят дозвуковой выдув в пограничный слой набегающего воздушного потока струи низкотемпературного газа, например воздуха, полученного от системы его охлаждения в виде вихревой трубы, с температурой, отличной от температуры в разогретом пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью не менее, чем 1,5 м/сек, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления через проницаемые пористые вставки в пограничный слой набегающего воздушного потока производят дозвуковой выдув низкотемпературного газа, например воздуха, полученного от вихревой трубы, с температурой, отличной от температуры в разогретом пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью не более чем 1 м/сек.

Кроме того, в приповерхностный слой профилей летательного аппарата при скорости летательного аппарата более 3,5 числа Маха выдувают дозвуковые плоские боковые струи воздуха с температурой 270-300 К.

Кроме того, при скоростях летательного аппарата более 3,5 числа Маха скорость выдуваемой через проницаемые пористые вставки плоской струи воздуха для создания в окрестности вставки области пониженного давления составляет 0,1-1 м/сек.

Кроме того, маневрирование, например, поворот и наклон летательного аппарата осуществляют регулированием подачи дозвуковых газовых струй через проницаемые пористые вставки на фюзеляже, несущих плоскостях и управляющих профилях летательного аппарата.

Технический результат достигается также и тем, что в устройстве для изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата, обтекаемого воздушным потоком, содержащем фюзеляж, по меньшей мере, одну двигательную установку, топливную систему, несущие плоскости и управляющие профили, источник отбираемого газа, присоединенный герметичными магистралями к проницаемым пористым вставкам для локального выдува газа в пограничный слой воздушного потока, площадь поперечного сечения каналов в проницаемых пористых вставках составляет 30-60% от площади самой вставки, расстояние между соседними вставками в 6-10 раз больше ширины вставки, проницаемые пористые вставки герметичными магистралями присоединены к источнику низкотемпературного газа в виде вихревой трубы.

Кроме того, источником разогретого газа служит камера сгорания реактивного двигателя.

Кроме того, источником разогретого газа служит выхлопное сопло реактивного двигателя.

Кроме того, проницаемая пористая вставка имеет прямоугольную форму.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены рядами на нижней и/или верхней поверхности обшивки гиперзвукового летательного аппарата параллельно передней кромке соответствующей поверхности или перпендикулярно направлению набегающего воздушного потока.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены параллельно передней кромке несущей плоскости рядами один за другим.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены вдоль размаха несущей плоскости рядами один за другим перпендикулярно хорде несущей плоскости и направлению набегающего воздушного потока.

Кроме того, проницаемые пористые вставки размещены на поверхностях управляющих профилей летательного аппарата.

Кроме того, перед каждой проницаемой пористой вставкой и параллельно ей выполнена плоская прямоугольная щель для разрыва и возобновления приповерхностного слоя.

Кроме того, между зоной локального выдува и прилегающей поверхностью установлена экранно-вакуумная теплоизоляция.

Таким образом, локализованный подвод газа с указанными параметрами в зависимости от скорости летательного аппарата существенно влияет на величину дополнительной поперечной (подъемной) силы и позволяет менять ее в широких пределах. Величина этой дополнительной поперечной силы зависит от числа и места расположения зон локального выдува газа, геометрии зоны выдува, скорости (массового расхода) и температуры выдуваемого газа, а также от скорости (числа Маха) полета летательного аппарата, давления, плотности и температуры воздуха, соответствующих высоте полета, режима течения газа вблизи обтекаемой поверхности и т.д.

Например, при дозвуковом режиме полета со скоростями более 0,7 числа Маха и до 3,5 числа Маха, то есть при относительно не разогретом приповерхностном слое набегающего воздушного потока, целесообразно через проницаемые пористые вставки выдувать с дозвуковой скоростью плоскую газовую струю с температурой, как показали экспериментальные и расчетные данные, не менее чем на 400К выше температуры воздуха в приповерхностном слое и получать при этом дополнительную поперечную силу, которая может превышать обычную подъемную силу в 1,5-2 раза. Эту дополнительную силу можно использовать не только для увеличения общей подъемной силы, но и для целей быстрого маневрирования при этих скоростях, что может быть важным при тех или иных видах угроз летательному аппарату.

Однако эта технология невозможна при более высоких скоростях летательного аппарата из-за трудности создания указанного минимального интервала в 400 К между выдуваемой дозвуковой струей подогретого газа и пограничным слоем набегающего воздушного потока. В частности, при числе Маха, больше 3,5, воздух в приповерхностном слое разогревается до 1200-1500 К. Однако этот температурный интервал в 400 К может быть сохранен, если в разогретый приповерхностный слой выдувать уже охлажденный воздух, полученный, например, от вихревой трубы. При выдуве низкотемпературного воздуха (270-300 К) через проницаемые пористые вставки со скоростью 1,5-15 м/сек в разогретый пограничный слой основного набегающего гиперзвукового потока этот поток, что не противоречит уравнению обращения воздействия, в силу достаточно большого массоподвода к локальной зоне выдува, тормозится, скорость его уменьшается, давление потока повышается, возникает положительный градиент давления и, как следствие, область возвратного течения, способствующая дальнейшему повышению давления. Сила давления повышается в этом случае в 1,8-2 раза по сравнению с силой давления основного гиперзвукового потока. Область повышенного давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности. То есть область повышенного давления распространяется на всю обтекаемую поверхность. Выдув воздуха с указанными параметрами может быть организован, например, на нижних поверхностях крыльев летательного аппарата и его корпуса, в результате чего потолок высот может быть существенно повышен. Действительно, при подводе достаточной массы к сверх- или гиперзвуковому воздушному потоку при указанной скорости он тормозится, а его давление повышается. Кроме того, подвод холодной массы воздуха к горячему потоку приводит к тому, что препятствие в виде выдуваемой струи становится более плотным - в несколько раз, вследствие чего торможение на этом участке становится более эффективным, а давление в большей мере возрастает. Однако это не единственный метод воздействия на основной воздушный поток, так как в соответствии с уравнением обращения воздействия можно получить и обратный эффект - понижения давления в локальной зоне выдува, если существенно уменьшить массоподвод выдуваемого низкотемпературного воздуха. В этом случае дозвуковой выдув низкотемпературного воздуха (270-300 К) через проницаемые пористые вставки со скоростью 0,1-1 м/сек в разогретый пограничный слой основного гиперзвукового потока приводит в соответствии с уравнением обращения воздействия к ускорению основного потока вблизи поверхности и понижению давления, то есть создается разрежение. Такое падение давления составляет 20-30% от давления в невозмущенном основном набегающем гиперзвуковом потоке. Действительно, уравнение обращения воздействия показывает, что при отводе тепла от сверх или гиперзвукового потока газа этот поток ускоряется, а давление потока падает. Данное свойство можно применять, например, на верхних поверхностях несущих плоскостей или корпуса для увеличения подъемной (поперечной) силы, а на нижних поверхностях - для маневрирования. При этом минимально возможный перепад температур в этом случае должен быть порядка 400 К.

Следует также отметить, что одним из важных показателей, от которого зависит значение подъемной (поперечной) силы, является разница температур выдуваемого через проницаемые вставки газа и основного набегающего воздушного потока (или пограничного слоя при аэродинамическом нагреве), при увеличении которой растет дополнительная поперечная сила. Однако в силу нелинейности протекающих при взаимодействии этих газовых потоков процессов при определенной разнице температур указанных потоков - менее 400 К - дополнительная подъемная (поперечная) сила на поверхностях летательного аппарата существенно уменьшается.

Что касается суммарной площади отверстий в проницаемой вставке, то следует отметить, что уменьшение площади отверстий в проницаемой вставке ниже 30% от площади всей вставки приводит к уменьшению скорости выдува газовой струи, и эта струя превращается в тонкую пленку, что приводит к прекращению взаимодействия обоих указанных газовых потоков. Увеличение площади совокупных отверстий проницаемой вставки больше 60% от площади всей вставки приводит к ухудшению прочностных свойств этой части обшивки летательного аппарата, а также к избыточному расходу выдуваемого газа.

При уменьшении расстояния между соседними вставками ниже шести значений ширины вставки параметры набегающего основного потока газа на следующей вставке не успеют восстановиться до значений в основном потоке газа.

Использование вихревой трубы со сравнительно низкой температурой газа на выходе целесообразно при гиперзвуковых скоростях, вследствие чего интервал между температурами выдуваемого и основного газовых потоков можно удержать в указанных пределах.

На фиг.1 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 0,7 числа Маха, но менее скорости, соответствующей 1,0 числа Маха, с выдувом на нижних поверхностях аппарата нагретого газа для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата нагретого газа для создания в окрестности зоны выдува области

повышенного давления, где V_∞ - вектор скорости основного набегающего дозвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, p_∞ - давление основного воздушного потока, T_∞ - температура основного воздушного потока, p₁ - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р₂ - давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T₁ - температура выдуваемого через вставки воздуха на нижней поверхности аппарата, Т₂ - температура выдуваемого через вставки воздуха на верхней поверхности аппарата, Y_доп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве нагретого газа через вставки.

На фиг.2 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 1,0 числа Маха, но менее скорости, соответствующей 3,5 числа Маха, с выдувом на нижних поверхностях аппарата нагретого газа для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата нагретого газа для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления, где V_∞ - вектор скорости основного набегающего гиперзвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, р_∞ - давление основного воздушного потока, Т_∞ - температура основного воздушного потока, p₁ - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р₂ - давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T₁ - температура выдуваемого через вставки газа на нижней поверхности аппарата, Т₂ - температура выдуваемого через вставки газа на верхней поверхности аппарата, Y_доп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве нагретого газа через вставки.

На фиг.3 показан в разрезе сбоку гиперзвуковой летательный аппарат в режиме скорости более 3,5 числа Маха с выдувом на нижних поверхностях аппарата низкотемпературного газа при скорости не менее 1,5 м/сек для создания области повышенного давления и выдувом на верхних плоскостях аппарата низкотемпературного газа при скорости не более 1,0 м/сек для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления, где V_∞ - вектор скорости основного набегающего гиперзвукового воздушного потока, V - местная скорость воздушного потока, р_∞ - давление основного воздушного потока, T_∞ - температура основного воздушного потока, p₁ - давление в окрестности проницаемой вставки на нижней поверхности аппарата, р₂ -давление в окрестности проницаемой вставки на верхней поверхности аппарата, T₁ - температура выдуваемого через вставки воздуха на нижней поверхности аппарата, Т₂ - температура выдуваемого через вставки воздуха на верхней поверхности аппарата, Т_пс - температура воздуха в пограничном слое на поверхности летательного аппарата (Т_пс>T_∞), Y_доп - дополнительная поперечная сила, возникающая при выдуве низкотемпературного воздуха через вставки.

Устройство для изменения аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата содержит (фиг.1-3) двигательную установку 1, например реактивный двигатель, который включает в себя: воздухозаборник 2, камеру сгорания 3, выхлопное сопло 4 двигателя; герметичную магистраль 5 для отбора газа (продуктов сгорания топлива) от камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4 и подачи его к проницаемым пористым вставкам 6, размещенным на фюзеляже, несущих плоскостях и управляющих поверхностях аппарата, регулирующие элементы 7 герметичной магистрали 5, вихревую трубу 8, соединенную с воздухозаборником 2, а также через магистраль 9, соединенную с проницаемыми пористыми вставками 6. Эти вставки могут использоваться как для выдува низкотемпературного воздуха от вихревой трубы 8, так и нагретого газа. Проницаемые пористые вставки 6 для выдува газа через поверхности летательного аппарата в набегающий поток, оси которых перпендикулярны хорде несущей плоскости или параллельны передней кромке несущей плоскости, также могут занимать и промежуточное положение между этими двумя позициями в зависимости от угла стреловидности несущей плоскости, чтобы избежать срыва воздушного потока. Плоские щели 10 прямоугольной формы расположенны перед проницаемыми пористыми вставками 6 и параллельно им на заданном расстоянии. Они предназначены для разрыва и возобновления пограничного слоя на поверхности несущей плоскости или несущего корпуса. Проницаемые пористые вставки 6 могут быть размещены рядами на нижней и/или верхней поверхности обшивки гиперзвукового летательного аппарата параллельно передней кромке, соответствующей поверхности или перпендикулярно направлению набегающего воздушного потока. Проницаемые пористые вставки 6 могут быть размещены на поверхностях управляющих профилей летательного аппарата для осуществления быстрого маневрирования. Кроме того, предусмотрены системы охлаждения поверхностей, примыкающих к проницаемым пористым вставкам (не показаны), экранно-вакуумная теплоизоляция (не показана).

Устройство эффективно работает на любых режимах полета гиперзвукового летательного аппарата от дозвуковых (0,7 числа Маха) и до гиперзвуковых - вплоть до 20 чисел Маха, с использованием всех трех указанных способов выдува дозвуковых плоских газовых струй через проницаемые пористые вставки.

При числах Маха больше единицы предлагаемый способ обеспечивает значительное увеличение подъемной силы и, как следствие, позволяет увеличить полезную нагрузку летательного аппарата или экономить топливо. Высокая маневренность аппарата обеспечивается при любых скоростях летательного аппарата.

Устройство работает следующим образом.

Воздухозаборник 2 обеспечивает работу двигателя 1, в камеру сгорания 3 и выхлопное сопло 4 которого поступают продукты сгорания топлива (выхлопные газы), причем в камере сгорания 3 температура и давление газа выше, чем в дозвуковой части выхлопного сопла 4. Затем, при скорости аппарата меньше 3,5 числа Маха (фиг.1, 2), осуществляют отбор газа из камеры сгорания 3 или выхлопного сопла 4, или от газогенератора, который не показан (в зависимости от того, какие значения давления и температуры выдуваемого газа необходимы), в герметичную магистраль 5, связывающую камеру сгорания 3 или выхлопное сопло 4 с проницаемыми пористыми вставками 6. В эту же магистраль 5 подают воздух, например, от воздухозаборника 2. После перемешивания холодного и горячего компонентов образовавшаяся газовоздушная смесь через регулирующие элементы 7 поступает к проницаемым пористым вставкам 6 на поверхностях летательного аппарата. Через пористые вставки 6 производят выдув воздуха, газа или газовоздушной смеси во внешний набегающий поток.

Дозвуковая плоская поперечная струя газа, выдуваемого через проницаемые пористые вставки 6, является также препятствием и для высокоскоростного дозвукового набегающего потока (число Маха больше 0,7), который интенсивно тормозится в соответствии с особенностями изоэнтропических течений, а повышенная температура выдуваемого газа делает это препятствие более жестким (фиг.1). В результате давление газа в области выдува значительно повышается и передается на соответствующую поверхность летательного аппарата. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа приводит к возникновению продольного - например, вдоль хорды несущей плоскости - положительного градиента давления, который приводит к развороту потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения. Образование этой области приводит к более интенсивному торможению сверхзвукового приповерхностного потока воздуха (фиг.2) или высокоскоростного дозвукового потока (фиг.1), дальнейшему и более значительному повышению давления на поверхности и увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку вдоль соответствующей поверхности и вверх по потоку вдоль дозвуковой части пограничного слоя (при дозвуковом обтекании вверх по потоку вдоль пограничного слоя) (см. Г. Шлихтинг. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1974 г., стр.65). Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа.

При локальном выдуве струи разогретого газа в холодный набегающий высокоскоростной дозвуковой или сверхзвуковой поток в соответствии с уравнением обращения воздействия (см. Г.Н.Абрамович. Прикладная газовая динамика. - М.: Наука, 1969, с.188-189) происходит интенсивное торможение потока, сопровождающееся повышением давления. Кроме того, дозвуковая струя выдуваемого газа является препятствием для сверхзвукового набегающего потока. Поэтому перед струей возникает косой скачок уплотнения, при переходе через который сверхзвуковой поток изменяет направление движения на определенный угол. В результате этого геометрического воздействия возникает дополнительный импульс силы давления, которая передается на соответствующую поверхность летательного аппарата. Повышение давления в зоне локального выдува разогретого газа, или в области локального тепломассоподвода, приводит к возникновению продольного - например, вдоль хорды несущей плоскости - положительного градиента давления, который приводит к развороту потока вязкого газа на обтекаемой поверхности и образованию локальной области возвратного течения. Образование этой области приводит к усилению геометрического воздействия на основной сверхзвуковой поток, дальнейшему повышению давления и к увеличению длительности теплового воздействия на основной поток, интенсивность торможения которого возрастает. Возникшее повышение давления распространяется вниз по потоку, например, вдоль поверхности несущей плоскости и вверх по потоку вдоль дозвуковой части приповерхностного (пограничного) слоя (см. Г.Шлихтинг. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1974, с.85). Силовое воздействие на поверхность увеличивается также и за счет силы реакции струи выдуваемого газа. Возникшая поперечная сила, действующая, например, на нижнюю поверхность несущей плоскости и фюзеляжа, при неизменной силе давления на ее верхнюю поверхность и обусловленной только воздействием набегающего сверхзвукового потока оказывается значительной и может в несколько раз превысить силу давления на нижнюю поверхность при отсутствии локального выдува газа. Это, в свою очередь, приведет к увеличению подъемной силы несущих плоскостей, удерживающей летательный аппарат в полете.

Кроме того, вследствие образования локальных зон возвратного течения при локальном выдуве газа, в которых газ движется в направлении, противоположном направлению невозмущенного потока, снижается интегральная сила сопротивления трения, препятствующая горизонтальному движению летательного аппарата.

Кроме того, данное устройство благодаря локальному выдуву разогретого газа через соответствующие проницаемые пористые вставки обеспечивает интенсивное торможение сверхзвукового потока вблизи зоны выдува, сопровождающееся повышением давления в области, площадь которой соизмерима, например, с площадью несущей плоскости, поскольку выдув разогретого газа осуществляют через несколько проницаемых пористых вставок 6, расположенных одна за другой вдоль хорды или одна возле другой по размаху несущей плоскости. Причем перед каждой пористой вставкой 6 и параллельно ее оси размещена щель 10 для разрыва и возобновления тонкого пристеночного или пограничного слоя, в котором наиболее интенсивно протекают процессы переноса импульса, тепла и массы, а сверхзвуковая часть пограничного слоя располагается вблизи обтекаемой поверхности.

Повышения давления в гиперзвуковом потоке можно достигнуть и при выдуве низкотемпературного воздуха (270-300 К), полученного от вихревой трубы 8, и подведенного к проницаемым пористым вставкам 6 по магистрали 9 со скоростью 1,5-15 м/сек в разогретый гиперзвуковой поток (выше 3,5 числа Маха) (фиг.3). Этот поток при подобном достаточно значительном массоподводе воздуха через вставки 6 в соответствии с уравнением обращения воздействия тормозится, скорость его уменьшается, давление потока повышается, возникает положительный градиент давления и, как следствие, область возвратного течения, способствующая дальнейшему повышению давления. Сила давления повышается в этом случае в 1,8-2 раза по сравнению с давлением основного набегающего гиперзвукового потока. Область повышенного давления распространяется вниз и вверх по потоку вдоль поверхности. То есть область повышенного давления распространяется на всю обтекаемую поверхность. Действительно, при подводе достаточной массы к гиперзвуковому воздушному потоку он тормозится, а его давление повышается. Кроме того, подвод холодной массы воздуха к горячему потоку приводит к тому, что препятствие в виде выдуваемой струи становится более плотным - в несколько раз, - вследствие чего торможение на этом участке становится более эффективным, а давление в большей мере возрастает.

При скорости полета больше 3,5 числа Маха можно в соответствии с уравнением обращения воздействия достигнуть и обратного эффекта (фиг.3), то есть падения давления в локальной зоне выдува, если существенно уменьшить массоподвод при достаточно большой разнице температур между низкотемпературной выдуваемой плоской струей воздуха и разогретым набегающим гиперзвуковым потоком. В частности, при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области пониженного давления через проницаемые пористые вставки 6 в пограничный слой набегающего воздушного потока производят выдув низкотемпературного газа, полученного от вихревой трубы 8, с температурой, отличной от температуры набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью из интервала от 0,1 м/сек до 1 м/сек.

Таким образом, предлагаемое техническое решение обеспечивает создание дополнительной подъемной силы и, как следствие, увеличение нагрузки при неизменной высоте полета и скорости летательного аппарата или к увеличению высоты полета летательного аппарата при неизменной скорости в чрезвычайно широком диапазоне скоростей. С увеличением высоты полета из-за снижения плотности атмосферного воздуха уменьшается сила лобового сопротивления, препятствующая движению летательного аппарата, определяемая по формуле

где С_ха - коэффициент силы лобового сопротивления;

р_∞ - плотность воздуха на заданной высоте;

V_∞ - скорость полета летательного аппарата.

Уменьшение силы лобового сопротивления приводит к снижению потребной тяги двигателей Р=Ха, которая пропорциональна массовому расходу топлива m. Поэтому запас топлива может быть уменьшен, а нагрузка увеличена. При неизменном запасе топлива увеличивается максимальная дальность полета. При неизменной тяге двигателей может быть увеличена максимальная скорость полета и снижено время доставки груза к месту назначения.

Для примера проиллюстрируем возможность торможения сверхзвукового и гиперзвукового потока вблизи обтекаемой поверхности при локальном выдуве разогретого газа в поток или достаточной массы низкотемпературного воздуха следующим образом.

Уравнение обращения воздействия имеет вид

где М_∞ - число Маха невозмущенного потока;

V - скорость потока газа;

S - площадь поперечного сечения потока;

m - масса газа;

dV - приращение скорости газа;

dS - приращение площади сечения потока;

dm - дополнительная масса, подведенная к потоку газа;

d Q_нар - дополнительное количество тепла, подведенное к потоку газа;

а - скорость звука в газе;

к - показатель адиабаты газа.

Это уравнение показывает, что при подводе массы (dm>0) и тепла (d Q_нар>0) к сверхзвуковому потоку (М_∞>1) скорость газа уменьшается (dV<0), поток тормозится, а его давление в соответствии с законом сохранения энергии возрастает. Этот же эффект может быть и при подводе сравнительно холодной массы, если последняя, то есть массоподвод, превалирует, что и проявляется при указанных условиях для гиперзвукового потока (скорость полета больше 3,5 числа Маха), а именно: при скоростях летательного аппарата выше 3,5 числа Маха для создания в окрестности зоны выдува области повышенного давления через проницаемые пористые вставки производят выдув в пограничный слой набегающего воздушного потока струи низкотемпературного воздуха полученного от вихревой трубы 8, с температурой, отличной от температуры в пограничном слое набегающего воздушного потока не менее чем на 400 К и скоростью от 1,5 м/сек до 15 м/сек.

Рассмотрим далее некоторые процессы, сопутствующие локальному выдуву дозвуковых струй в набегающий поток воздуха.

Следует отметить, что в случае локального выдува газа через проницаемую пористую поверхность 6 образуется недорасширенная дозвуковая струя, при обтекании которой сверхзвуковым потоком возникает косой скачок уплотнения. При переходе через скачок поток тормозится, а его давление возрастает. Повышение давления на скачке уплотнения оценивается следующим образом:

где p₁=р_∞ - давление в невозмущенном потоке;

p₂ - давление газа за скачком уплотнения;

β - угол наклона скачка уплотнения к направлению скорости невозмущенного потока.

Формула (3) показывает, что при увеличении числа Маха полета летательного аппарата М_∞ давление р₂ за скачками уплотнения возрастает и это приводит к увеличению плотности газа в соответствии с соотношением

где ρ₁=ρ∞ - плотность газа в невозмущенном потоке;

ρ₂ - плотность газа за скачком уплотнения.

Таким образом, в сверхзвуковом потоке появляется препятствие с большей плотностью и массой, на котором основной поток тормозится более интенсивно.

Известно (см. Н.Ф.Краснов, В.Н.Кошевой. Управление и стабилизация в аэродинамике. - М.: Высшая школа, 1978, с.360, рис.5.1.9. и П.Чжен. Управление отрывом потока. - М.: Мир, 1979, с.203), что при локальном выдуве струи газа в сверхзвуковой поток возникают замкнутые области возвратного течения, которые оказывают дополнительное геометрическое воздействие на поток, создавая условия для его более интенсивного торможения,