Літальний апарат з верхньорозташованим вхідним пристроєм

Реферат: Винахід стосується авіації, а саме розміщення вхідного пристрою силової установки на літальних апаратах. Літальний апарат з верхньорозташованим вхідним пристроєм містить планер з несучою системою, хвостову газотурбінну силову установку, що розміщена усередині планера. Вхідний пристрій виконаний заглибленим врівень з поверхнею планера. Вхідний пристрій плавно сполучений з поверхнею планера і перед вхідним пристроєм є генератори вихрів. Винахід розширює області застосування вхідного пристрою заглибленого типу, підвищує запас стійкості силової установки шляхом попередження виникнення в повітряному потоці на ділянці входу повітрозабірника відривних течій. UA 103196 C2 (12) UA 103196 C2 UA 103196 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до авіації, а саме розміщення вхідного пристрою газотурбінної силової установки на літальних апаратах різних типів та призначень, що використовують різні способи базування. Проблема створення ефективної силової установки для приведення до руху літального апарата (ЛА) пов'язана з необхідністю рішення ряду взаємопов'язаних задач зовнішньої та внутрішньої аеродинаміки. До числа найбільш важливих питань внутрішньої аеродинаміки слід віднести питання, пов'язані з організацією повітряних потоків усередині силової установки (СУ). Від їх вирішення залежать висотність та тяга двигуна, достатнє охолодження двигуна, втрати потужності на охолодження та інше. При роботі двигуна на місці або під час зльоту, у вхідному пристрої (ВП) відбувається плавне прискорення потоку до рівня, що забезпечує потрібну витрату повітря через двигун. У польоті на крейсерському навколо звуковому режимі відбувається гальмування набігаючого потоку до необхідного значення скорості. У результаті компресор двигуна, незалежно від швидкості польоту, працює при оптимальних умовах. При цьому необхідно забезпечити ефективне гальмування потоку, по можливості ще до входу у внутрішні канали (зовнішнє гальмування). Зовнішнє гальмування супроводжується найменшими втратами тиску набігаючого потоку та тягне за собою зменшення втрат у наступних частинах тракту ВП. Щодо рішення питань зовнішньої аеродинаміки, потрібно так розмістити й організувати вхід, щоб пов'язане з цим збільшення лобового опору ЛА було мінімальним. Найменші зовнішні втрати мають лобові повітрозбірники та ті, що розміщені на крилах, бо в них реалізується найбільше зниження швидкості потоку за рахунок зовнішнього гальмування, яке практично не супроводжується гідравлічними втратами. Зовнішнє гальмування повітря в цих випадках обмежується тільки умовами одержання хороших зовнішніх обводів повітрозбірника. Надійна робота таких ВП забезпечується у вузькому діапазоні кутів атаки і, часто, супроводжується великими втратами у довгих та покривлених внутрішніх каналах. Також компоновка СУ з лобовими ВП займає великі внутрішні об'єми планера. При обтіканні ЛА потік поблизу поверхні на безвідривних режимах або у безвідривній зоні має достатньо упорядкований характер. Зміна місцевого кута між напрямом потоку й поверхнею відбувається у значно меншому діапазоні в порівнянні з кутом атаки самого ЛА. Це створює сприятливі умови для розміщення ВП над або під поверхнею крила або фюзеляжу. Але низькоенергетичний пограничний шар, що накопичується повздовж поверхні перед ВП, допускає гальмування потоку перед входом в вузьких межах. Гальмування потоку з нерівномірним полем швидкостей підвищує його нерівномірність. А попадання такого потоку у внутрішні тракти погіршує ефективність гальмування й вимушує шукати рішення для запобігання попаданню щонайменше найбільш загальмованої його частини у внутрішні тракти СУ, або організовувати пристрої для управління пограничним шаром. На великих швидкостях польоту відбувається, так назване, "переповнення" нерегульованих ВП, яке викликається невідповідністю розташованих й потрібних витрат, що спричиняє більш інтенсивне гальмування потоку й відрив його від поверхні перед ВП. Це не тільки зменшує ступінь підвищення тиску перед входом, але й зазвичай порушує роботу наступних ділянок тракту ВП й, найчастіше, ініціює відрив потоку на зовнішній поверхні передньої кромки повітрозбірника, чим підвищує загальний опір СУ та ЛА в цілому. Найбільш виражена ця проблема при компоновці СУ в задній частині ЛА й оснащенні його коротким виступаючим ВП, розміщеним над крилом або фюзеляжем. Ще більше проблем з такою компоновкою виникає, коли ЛА має штатні режими польоту з великими кутами атаки, наприклад, енергійний зліт та посадка з динамічним гальмуванням або маневрування, при яких на його верхніх поверхнях виникають передвідривні й навіть відривні течії. В додаток до цього, розміщення СУ з виступаючим ВП, в більшості випадків, вимушує розміщувати їх в окремих гондолах або під обтічниками, унаслідок чого збільшується площа омиваної поверхні й виникає негативна інтерференція з другими частинами, отже, зростає загальний опір СУ. Труднощі іншого походження виникають, коли до компоновки СУ та ВП, зокрема, пред'являються експлуатаційні вимоги, наприклад такі як спосіб старту: при експлуатації ЛА з нижнім розташуванням ВП на землі, необхідно вживати заходів для запобігання влученню ґрунту й сторонніх предметів із ЗПС, застосування типових виступаючих ВП ще накладає вимоги до висоти шасі. Залежно від реалізації цих питань на ЛА, відповідні вимоги пред'являються до якості покриття ЗПС; старт із катапультної розгінної установки утрудняє використання типових виступаючих ВП, які розташовані під фюзеляжем; повітряний старт накладає жорсткі вимоги до зовнішніх обводів і габаритні обмеження до всіх агрегатів ЛА; компонування й виконання ВП може викликати труднощі при посадці ЛА під аеропружною системою на фюзеляж або посадкові опори, а саме - у виконанні самих опор і орієнтації ЛА, при випуску системи посадки таким чином, щоб виключити пошкодження ЛА та влучення ґрунту у 1 UA 103196 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 ВП у мить посадки; певні труднощі виникають при створенні ВП підйомно-маршових двигунів ЛА вертикального зльоту й посадки, пов'язані з організацією безвідривного підведення потрібної кількості повітря до двигуна, який працює з максимальною тягою як на основних режимах польоту, так і на режимах злету й висіння. ЛА, що експлуатуються поблизу населених пунктів, повинні відповідати нормам рівня видаваного шуму. Застосування ВП з нижнім розташуванням і, особливо тих, що виступають, ускладнює цю задачу. У зв'язку з вищесказаним, існують вимоги до уніфікації парку безпілотних засобів, що застосовуються в різних умовах базування, наприклад, застосування авіаційних керованих ракет класу повітря-повітря або повітря-поверхня в системах аеродромного ППО. До ЛА спеціального призначення пред'являються вимоги мінімізації ефективної площі розсіювання радіоелектронного випромінювання, теплової й акустичної помітності, особливо з нижньої півсфери, для утруднення виявлення їх засобами ППО. Застосування виступаючих ВП утрудняє виконання цих вимог, тому що не тільки збільшує модель ЛА й омивану площу, але й змушує створювати несприятливі для рішення цієї задачі форми, стики, щілини системи керування пограничним шаром. У цей час все більше розповсюдження одержують компонування із силовими установками, розміщеними частково або повністю усередині планера. Це СУ з заглибленими в тіло планера повітрозабірниками, наприклад такими, які використані на неманеврених літальних апаратах DarkStar (Lockheed/Boeing, США) та Tacit Blue (Northrop, США), серії протикорабельних ракет AGM/RGM/UGM-84A "Harpoon" (McDonnell-Douglas, США) та крилаті ракети ЗМ-14/54 "Клаб" (МКБ "Новатор", Росія). Найбільш близьким технічним рішенням у частині розташування ВП з подібним принципом компонування їх на літаку, яке прийнято як прототип, є компонування сімейства магістральних літаків М-60 ЕМЗ ім. В.М. Мясіщева, які створено за принципом газодинамічної єдності планера й силової установки. Літаки цього сімейства створені за нормальною аеродинамічною схемою, містять несучу систему, яка складається із прямого крила великого подовження, фюзеляжу, що несе, з поперечними перерізами у вигляді горизонтально орієнтованих овалів і стабілізатора, газотурбінну силову установку, розміщену разом із вхідними пристроями в мотогондолі на хвостовій частині фюзеляжу. Основні переваги схеми, з погляду забезпечення надійної роботи СУ, реалізуються на властивості безвідривного обтікання верхньої поверхні фюзеляжу в широкому діапазоні кутів атаки й ковзання за рахунок утворення двох потужних прибортових вихрів [//Крылья Родины. - 2003. - № 11 (639). - Москва]. Основним недоліком цього рішення, із точки зору, що цікавить, є застосування виступаючих повітрозабірників тунельного типу. Це створює підвищений опір ЛА за рахунок збільшеного міделя й омиваної площі поверхні мотогондол, а також за рахунок інтерференції ВП й мотогондол з поверхнею фюзеляжу й оперення; підвищену радіолокаційну, теплову й акустичну помітність; підвищені аеродинамічні втрати на балансування додаткового моменту тяги високо розташованих двигунів. Задачею технічного рішення, що заявляється, є зниження аеродинамічного опору, зниження рівня радіолокаційної, теплової й акустичної помітності, зменшення ваги, розширення області застосування ВП заглибленого типу, підвищення запасу стійкості силової установки шляхом попередження виникнення в повітряному потоці на ділянці входу повітрозабірника відривних течій. Для досягнення мети поставленої задачі літальний апарат з верхньорозташованим вхідним пристроєм, що містить планер з несучою системою, газотурбінну силову установку, розташовану у хвостовій частині, стосовно винаходу, газотурбінна силова установка розміщена усередині планера, а вхідний пристрій виконаний заглибленим врівень й плавно сполученим з поверхнею планера, з метою забезпечення безвідривного обтікання в районі вхідного пристрою, літальний апарат має генератори вихорів, що знаходяться перед вхідним пристроєм. На фіг. 1 зображений літальний апарат, оснащений поверх фюзеляжу вхідним пристроєм заглибленого типу, який має несучу систему (крило + фюзеляж) з розвинутими кореневими напливами крила. На фіг. 2 схематично зображений літальний апарат "літаюче крило", оснащений поверх фюзеляжу вхідним пристроєм заглибленого типу. На фіг. 3 зображений фрагмент хвостової частини літального апарата класичної схеми, постаченого поверх фюзеляжу вхідним пристроєм заглибленого типу в компонуванні з горизонтальним оперенням. На фіг. 4 за допомогою ліній струменя зображена вихрова структура обтікання ЛА з безвідривною течією у зоні вхідного пристрою. 2 UA 103196 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 На фіг. 5 зображений переріз літального апарата в зоні напрямного лотка вхідного пристрою й показаний напрямок струмів при вихровому обтіканні. На фіг. 6 за допомогою ліній струменя для порівняння зображено формування трубки струменя повітря, що всмоктується вхідним пристроєм на режимах польоту з малими кутами атаки при гладкому обтіканні ЛА (фіг. 6а), та на великих кутах атаки з вихровим обтіканням фюзеляжу і розвинутим зривом потоку на консолі крила (фіг. 6б). На фігурі продемонстровано складність формування тримірної течії та відносні розміри профілю трубки струму на різних режимах обтікання, характер та масштабність впливу вихрової системи на формування струменя, що поглинається вхідним пристроєм. Літальний апарат, що містить планер, до складу якого входить несуча система 1, газотурбінна силова установка, розміщена усередині хвостової частини 2 планера, оснащений верхньорозташованим вхідним пристроєм заглибленого типу, забірна частина якого виконана врівень з поверхнею ЛА, у вигляді криволінійного напрямного лотка 3, поверхня якого плавно сполучена з обводами ЛА по вхідній кромці 4, містить генератори вихрів 5. Поверхня напрямного лотка 3 має профіль, отриманий з умов безвідривного входу потоку при роботі СУ на місці й у польоті з малими кутами атаки. Коли ВП працює на місці усмоктування повітря відбувається із значного об'єму над поверхнею ЛА. Напрямний лоток 3 формує потік із плавним прискоренням і направляє його у внутрішній тракт ВП. У польоті на крейсерському або максимальному режимі відбувається безвідривне обтікання ЛА. Кут нахилу осі ВП до горизонталі ЛА й кривизна поздовжнього профілю напрямного лотка 3 залежать від параметрів набігаючого потоку та розташування ВП по довжині ЛА і їх остаточна форма визначається при спеціальних продувках. Повітря надходить із поверхні ЛА, включаючи пограничний шар. Проходячи над округленою вхідною кромкою 4 напрямного лотка 3, створюється негативний градієнт тисків, що виникає від дії відцентрових сил, який надає загальмованим шарам повітря прискорення, що сприяє безвідривній течії й відхиляє потік усередину ВП, з наступним розширенням і гальмуванням. При збільшенні кінетичної енергії набігаючого потоку, інерційні сили досягають величин, при яких потік починає відриватися від поверхні. Ця мить наступає тим раніше, чим інтенсивніше гальмування перед входом у канал. Збільшення критичної швидкості, при якій починається відрив потоку у вхідній частині ВП, досягається розміщенням запропонованого ВП позаду максимальної кривизни крила 1, де, крім додаткового гальмування, (1) діє скіс потоку, що зменшує кут між набігаючим потоком і віссю ВП . Збільшення скосу потоку внаслідок використання механізації крил поліпшує умови для надійної роботи хвостового ВП на режимах злету та посадки. Зі збільшенням кута атаки над верхньою поверхнею ЛА починає "набухати" пограничний шар і, з якоїсь миті, утворюються зони з відривом потоку. Організація безвідривного обтікання в області ВП забезпечується за допомогою генераторів вихрів 5, виконаних, наприклад, при профілюванні кореневої частини передньої кромки стріловидного крила 1 - фіг. 2, у вигляді кореневих напливів несучої поверхні 1 - фіг. 1, 3, 6, або виконаних у вигляді ребер, припливів на поверхні ЛА перед ВП, у тому числі керованих генераторів вихрів, що вбираються в крейсерському польоті й уводяться в потік на більших кутах атаки. До тої миті, коли товщина пограничного шару досягне критичних значень, на кромках генераторів вихрів 5 утворюється пара вихрів (фіг. 4, 5, 6б), інтенсивність яких зростає зі збільшенням кута атаки. (2) Завдяки чому відбувається інтенсивне розсмоктування й стабілізація пограничного шару , кут (3) між локальним напрямком потоку в області ВП й віссю ВП зменшується (фіг. 6б), сприяючи безвідривному усмоктуванню повітря зі зменшенням втрати на поворот потоку, а також підтримується швидкісний напір перед ВП - відбувається вирівнювання поля швидкостей і повних тисків, тобто покращується якість потоку по всьому перерізу струму, що всмоктується. Це зменшує опір вхідного пристрою. Поглинання вхідним пристроєм маси повітря, що утягнена (4) у вихровий рух знижує інтенсивність вихрів позаду ВП і, як наслідок індуктивний опір ЛА , та приводить до зменшення відвалу поляри. Поглинання пограничного шару з поверхні літака (5) зменшує загальний опір ЛА, іншими словами зменшується потрібна тяга СУ на величину, що необхідно для просунення поглиненого об'єму загальмованого повітря у просторі та зменшується опір інтерференції частин, розташованих нижче по течії за повітрозбірником, (6) працююча силова установка створює додаткове розрідження над верхньою поверхнею, що підвищує носійні властивості ЛА. (1-6) У випадку компонування ВП над крилом, яке має генератори вихрів, наприклад як показано на фіг. 1, 2, 6, позаду максимальної кривизни верхньої поверхні, разом з вихровим обтіканням, що забезпечує роботу ВП на великих кутах атаки, зі сприятливим впливом скосу потоку на роботу ВП на малих кутах атаки, зі зменшенням аеродинамічного опору ВП і ЛА взагалі та створенням додаткової циркуляції в центральній частині крила - реалізується 3 UA 103196 C2 5 10 використання взаємної інтерференції носійної системи і ВП для взаємовигідного поліпшення характеристик і, як слід, покращення загальних характеристик ЛА, тобто, наприклад, таке компонування поєднує в собі шість основних складових позитивної інтерференції носійної системи з ВП. Розрахункові дослідження обтікання ЛА за допомогою методів чисельного експерименту з наступними експериментальними продувками в аеродинамічній трубі й дослідження течії у вхідному пристрої показали ефективність і правильність запропонованих технічних рішень. Гальмування в ядрі потоку у вихідному перерізі напрямного лотка 3 досягає значень e / Vo  0.7 , що порівняне зі значенням для лобових повітрозабірників. Запропоноване рішення є уніфікованим для ЛА різних аеродинамічних схем, типів, призначень і способів базування, у т.ч. апаратів вертикального зльоту й посадки, гідролітаків та екранопланів. ФОРМУЛА ВИНАХОДУ 15 20 Літальний апарат з верхньорозташованим вхідним пристроєм, що містить планер з несучою системою, хвостову газотурбінну силову установку, що розміщена усередині планера, а вхідний пристрій виконаний заглибленим врівень з поверхнею планера, який відрізняється тим, що вхідний пристрій виконаний заглибленим врівень й плавно сполучений з поверхнею планера і перед вхідним пристроєм є генератори вихрів. 4 UA 103196 C2 5 UA 103196 C2 6 UA 103196 C2 7 UA 103196 C2 Комп’ютерна верстка А. Крулевський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 8