Полезная модель «Гиперзвуковой летательный аппарат» относится к авиационно-космической технике, а именно к гиперзвуковым летательным аппаратам (ГЛА). Известен летательный аппарат «Способ полета самолета и самолет» патент РФ №2036823, МПК B64C 39/00 опубликован 09.06.1995 г. В летательный аппарат входят: фюзеляж, устройство управления пограничным слоем, построенное на принципе воздействия на летательный аппарат обтекающего потока.
Известны летательные аппараты нетрадиционных схем. (П. Бауэрс, М., «Мир», 1991 год). Это высокоманевренные самолеты, в которых высокие аэродинамические качества достигаются применением несущего переднего горизонтального оперения (ПГО) с системами управления. Однако летательные аппараты, выполненные с крыльями малого удлинения, теряют в аэродинамическом качестве из-за потерь, вызванных крыльевыми концевыми вихрями. Известен летательный аппарат «Высокоскоростной летательный аппарат» патент РФ №2007332, МПК B64C 1/26, опубликован 15.02.1994 г.
В известном летательном аппарате (ЛА) происходит сжатие потока перед воздухозаборником за счет изменения геометрических форм элементов. Аэродинамическая поверхность ЛА, расположенная перед воздухозаборником, имеет форму с поперечновогнутой кривизной. Обтекание такой поверхности сверхзвуковым потоком повышает степень сжатия струи, захватываемой воздухозаборником и, следовательно, ухудшаются тяговые характеристики ЛА.
Известен также ГЛА «Гиперзвуковой летательный аппарат» патент РФ №2059537, МПК B64C 30/00, опубликован 15.12.1994 г., который по максимальному количеству сходных существенных признаков принимается за прототип.
В известном ГЛА аэродинамические характеристики улучшаются путем активной теплозащиты. В прототипе открытая аэротермодинамическая система преобразует в работу энергию гиперзвукового набегающего потока. Известный ГЛА может активно обмениваться энергией с окружающим воздушным потоком таким образом, что часть энергии, обычно в закрытых системах уходившей в потери, возвращается и повышает энергоресурс ГЛА.
Известный гиперзвуковой летательный аппарат, принятый за прототип, включает планер с внутренней и внешней оболочками, между которыми расположены системы активной тепловой защиты, включающие каталитические реакторы термохимической регенерации тепла, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) со сверхзвуковым горением, магнитогазодинамический (МГД) генератор, размещенный перед камерой сгорания (КС).
Внутренний воздухозаборник двигателя имеет устройство для ионизации воздушного потока. Термохимические реакторы (ТХР) расположены в наиболее горячих точках конструкции планера. ПВРД со сверхзвуковым горением снабжен магнитогазодинамическим генератором и соплом. Однако степень изменения лобового сопротивления при воздействии на гиперзвуковой поток только путем охлаждения за счет высокого эндотермического эффекта при термохимических реакциях углеводородного топлива недостаточна.
Задача, на решение которой направлена заявляемая полезная модель и технический результат, который может быть получен при осуществлении ее, заключается в улучшении аэродинамических характеристик ГЛА и повышении надежности несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок. Поставленная задача может быть достигнута совокупностью заявленных существенных признаков, необходимых и достаточных для осуществления технического результата.
Сущность поясняется чертежом, где на фигуре 1 представлена схема заявляемой полезной модели.
1. планер (фюзеляж)
2. оболочки внутренняя и внешняя
3. система активной тепловой защиты, включающая каталитические реакторы химической регенерации тепла
4. прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД)
5. магнитогазодинамический генератор (МГД)
6. камера сгорания (КС) двигателя
7. внутренний воздухозаборник двигателя
8. устройство для ионизации воздушного потока
9. блок генерации искусственного плазменного образования
10. дельтовидные крылья летательного аппарата.
Сущность заявляемого технического решения заключается в том, что как и прототип, ГЛА включает планер 1 с внутренней и внешней оболочками 2, между которыми расположена система активной тепловой защиты 3, включающая каталитические реакторы химической регенерации тепла. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 4 со сверхзвуковым горением имеет магнитогазодинамический (МГД)-генератор 5, размещенный перед камерой сгорания (КС) 6. Воздухозаборник 7 двигателя 4 снабжен устройством для ионизации воздушного потока 8 и блоком генерации искусственного плазменного образования 9.
В отличие от прототипа гиперзвуковой летательный аппарат снабжен крыльями 10, имеющими дельтовидную форму, с двойной стреловидностью по передней кромке. Крыло 10 снабжено внутренней и внешней оболочками 2, между которыми расположена система активной тепловой защиты 3, включающая низкотемпературный и высокотемпературный каталитические реакторы химической регенерации тепла. Каждое крыло 10 соединено с центральной частью планера 1 так, что начало крыла расположено в плоскости входного сечения внутреннего воздухозаборника 7 ПВРД 4, а размах, геометрическое удлинение и сужение крыла соответствуют расчетным значениям в зависимости от требований надежности несущей поверхности за счет снижения вибрационных нагрузок.
Технический результат при осуществлении этой полезной модели заключается в улучшении аэродинамических характеристик ГЛА, а именно в изменении аэродинамического сопротивления и снижения вибрационных нагрузок. Происходит это следующим образом.
Часть кинетической энергии набегающего воздушного потока ассимилируется бортовыми подсистемами, повышая общий энергоресурс летящего ГЛА путем преобразования этой энергии в химическую и электрическую энергии. В заявляемом техническом решении планер 1 и крылья 10 не защищаются от проникновения тепла аэродинамического нагрева извне, а активно впускают его внутрь через внешнюю оболочку 2. Под действием этого тепла в системе активной тепловой защиты 3 подготавливается термохимическая реакция. Реакция происходит с высоким эндотермическим эффектом, что обеспечивает охлаждение конструкции планера 1 и дельтовидных крыльев 10. Одновременно достигаются оптимальные параметры состояния топливной смеси и улучшается горение исходного углеводородного топлива в камере сгорания 6 ПВРД 4. Поток воздуха, входящий через воздухозаборник 7, ионизируется с помощью устройства для ионизации 8. Ионизированный поток поступает в МГД-генератор 5, в котором тормозится для получения энергии, подаваемой в блок генерации искусственных плазменных образований 9. Подавая плазменные образования (т.н. «плазменные копья») в различные зоны набегающего потока, можно управлять обтеканием, уменьшая аэродинамическое сопротивление аппарата. Одновременно повышается надежность несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок при наличии новых крыльев 10 дельтовидной формы. Это обеспечивается выполнением и расположением крыльев 10 дельтовидной формы в плоскости входного сечения воздухозаборника 7 двигателя 4.
Таким образом, поставленная задача достигается вышеперечисленной совокупностью заявленных существенных признаков, необходимых и достаточных для осуществления технического результата, а именно уменьшения аэродинамического сопротивления летательного аппарата.
На предприятии были проведены опыты и математические расчеты применительно к обтеканию носовой части планера и дельтовидных крыльев при фиксированных значениях газодинамических параметров набегающего потока и расстояния между областью энергоподвода, носовой частью планера и дельтовидного крыла. И расчеты, и опыты, проведенные с разрядом типа «плазменное копье», показали, что заявленное техническое решение позволяет изменять лобовое сопротивление летательного аппарата на простых аэродинамических элементах (пластинка, конус) на 20-30%. Для питания использовался специальный источник постоянного тока.
Аэродинамические характеристики ГЛА улучшаются, а именно изменяется аэродинамическое сопротивление летательного аппарата и повышается надежность несущих поверхностей за счет снижения вибрационных нагрузок.
