способ управления обтеканием летательных аппаратов

Формула изобретения

1. Способ управления обтеканием летательных аппаратов, в котором к набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата подают газ, отличающийся тем, что газ, имеющий плотность, меньшую плотности среды, подают в точки, определяющие аэродинамическое сопротивление аппарата, в которых формируют пористое покрытие с открытыми на поверхность порами, масштаб которых меньше масштаба вихреобразования, причем газ подают с периодичностью образования турбулентных вихрей в зону образования турбулентности с фазой, смещенной на 45-135 градусов.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что покрытие формируют преимущественно в местах, в которых формируется скачок уплотнения.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что газ подают в пористое покрытие из резервуара с сорбентом, выделяющим газ, по достижении температуры десорбции газа.

4. Способ по пп.1 и 2, отличающийся тем, что газ подают преимущественно на верхнюю кромку крыла.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что покрытие выполняют из каталитически активного, теплоаккумулирующего материала, а при пропускании газа через него реализуется эндотермический процесс.

6. Способ по п.4, отличающийся тем, что передние поверхности крыльев и носовые части летательных аппаратов покрывают покрытием, имеющим низкую энергию выхода электрона, из ряда: оксид бария, карбид титана, оксид цинка, оксид меди, оксид редкоземельных элементов, а также n-полупроводников.

7. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа подают электронный газ, генерируемый за счет нагрева носовых частей летательных аппаратов в сверхзвуковом режиме до температуры автоэмиссии электронов.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве газа используют газы из ряда: водород, гелий, метан, пары воды.

9. Способ по п.5, отличающийся тем, что задние кромки крыла и фюзеляжа снабжают покрытием с высокой энергией выхода электрона из ряда: оксид бора, фторид кальция, фторид свинца, р-полупроводников, а за счет управления разницей потенциалов между передней и задней частью корпуса регулируют процесс обтекания.

10. Способ по п.4, отличающийся тем, что в зоне введения электронного газа в набегающий поток создают магнитное поле, формирующее ламинарное обтекание.

11. Способ по п.1, отличающийся тем, что в газ дополнительно вводят вещество, поглощающее радиоволны радара, например йод.

12. Способ по п.1, отличающийся тем, что поток газа срывают путем периодического взрыва газовой смеси в зоне скачка уплотнения.

13. Способ по п.1, отличающийся тем, что генерирование газа производят с частотой, равной частоте образования завихрений воздуха с фазой 45-135 градусов.

14. Способ по п.1, отличающийся тем, что пористое покрытие наносят на рулевое оперение.

15. Способ по п.10, отличающийся тем, что магнитное поле накладывают перпендикулярно струе газа.

16. Способ по п.10, отличающийся тем, что в газ дополнительно вводят вещество, существующее в газовой фазе в ионном виде.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области авиационной, ракетно-космической техники.

Известны система тепловой изоляции и способ изготовления системы (Патент РФ №2038989, В 64 С 1/38, В 64 С 1/40, 1995). Тепловая изоляция содержит пористое изоляционное тело, образующее множество мелких ячеек, из материала, имеющего низкую теплопроводность, теплопоглощающую жидкость, обеспечивающую эндотермическую реакцию в присутствии катализатора, и мелко разделенный катализатор реакции, равномерно распределенный в пористом теле.

Известены способ тепловой защиты, слоистая структура для его осуществления (Патент РФ №2162189, F 16 L 59/02, G 12 B 17/06, В 64 С 1/38, B 64 G 1/58, 2001). Структура и защитный корпус содержат последовательно расположенные, по меньшей мере, три слоя. Наружный слой выполнен ударожаропрочным. Промежуточный слой выполнен из сухого огнеупорного пористо-волокнистого материала, а внутренний слой - из пористо-волокнистого материала, пропитанного водосодержащим компонентом, или из водосодержащего геля. Способ тепловой защиты включает создание внутреннего защищаемого объема и формирование вокруг него защитного барьера из описанной выше слоистой структуры.

Известен способ создания подъемной силы (Патент РФ №2116224, В 64 С 23/06, 1998) при реализации способа создания подъемной силы на поверхности, находящейся в вязкой текучей среде, заключающегося в создании разности давлений, действующих на противоположные стороны этой поверхности, путем образования на части площади этой поверхности слоя частиц вязкой текучей среды, движущихся на расстоянии от последней, и поворота, по крайней мере, части слоя в направлении поверхности, согласно изобретению поворот, по крайней мере, части слоя осуществляют путем понижения давления в по крайней мере части области, ограниченной с одной стороны слоем, а с другой частью поверхности. При реализации такого способа, по крайней мере, часть слоя могут образовывать путем обтекания поверхности потоком вязкой текучей среды и одновременного отрыва, по крайней мере, части этого потока, обтекающего поверхность, и вдува, по крайней мере, одной струи вязкой текучей среды под углом к поверхности.

Известен способ управления обтеканием летательного аппарата (Патент РФ №2173657, В 64 С 23/00, 2001). К набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата подводят лучистую энергию от источника излучения, расположенного в корпусе летательного аппарата. Лучистую энергию подают из емкости, расположенной в корпусе летательного аппарата, посредством струи газа с высокой поглощающей способностью подводимого излучения.

Ближайшим аналогом является способ управления обтеканием летательного аппарата (Патент РФ №2173656, В 64 С 23/00, 2001), в котором к набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата через отверстия подают газ с высокой поглощающей способностью к лучистой энергии. В корпусе летательного аппарата помещают источник лучистой энергии и источник газа при этом за счет расхода энергии головной скачек уплотнения смещается вперед от летательного аппарата, наклон его уменьшается.

Недостатком известных способов является повышенное энергопотребление и низкие аэродинамические свойства.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления обтеканием летательных аппаратов, изменяющего аэродинамические свойства в зоне формирования турбулентности и снижающего энергопотребление.

Поставленная задача достигается тем, что в известном способе управления обтеканием летательных аппаратов к набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата подают газ

Новым является то, что газ, имеющий плотность, меньшую плотности среды, подают в точки, определяющие аэродинамическое сопротивление аппарата, в которых формируют пористое покрытие с открытыми на поверхность порами заданного масштаба, причем газ подают с периодичностью образования турбулентных вихрей в зону образования турбулентности с фазой, смещенной на 45-135 градусов.

Покрытие формируют преимущественно в местах, в которых формируется скачок уплотнения.

Газ подают в пористое покрытие из резервуара с сорбентом, выделяющим газ, по достижении температуры десорбции газа, преимущественно на верхнюю кромку крыла.

Покрытие выполняют из каталитически активного, теплоаккумулирующего материала, а при пропускании газа через него реализуется эндотермический процесс.

Передние поверхности крыльев и носовые части летательных аппаратов покрывают покрытием, имеющим низкую энергию выхода электрона, из ряда оксид бария, карбид титана, оксид цинка, оксид меди, оксиды редкоземельных элементов, а также n-полупроводников.

В качестве газа подают электронный газ, генерируемый за счет нагрева носовых частей летательных аппаратов в сверхзвуковом режиме до температуры автоэмиссии электронов.

Также в качестве газа используют газы ряда водород, гелий, метан, пары воды.

Задние кромки крыла и фюзеляжа снабжают покрытием с высокой энергией выхода электрона из ряда оксид бора, фторид кальция, фторид свинца, р-полупроводников, а за счет управления разницей потенциалов между передним и задней частью корпуса регулируют процесс обтекания.

В зоне введения электронного газа в набегающий поток создают магнитное поле, формирующее ламинарное обтекание.

Для маскировки летательного аппарата в газовую смазку вводят вещество, поглощающее радиоволны радара, например йод, и в момент ввода вещества аппарат становится невидимым в радиодиапазоне.

Поток газа срывают путем периодического взрыва газовой смеси в зоне скачка уплотнения.

Генерирование газа производят с частотой, кратной частоте образования завихрений воздуха с фазой 45-135°.

Пористое покрытие наносят на рулевое оперение.

Магнитное поле накладывают перпендикулярно струе газа, производя отклонение струи газа, формируя боковую тягу

Магнитное поле создают переменным, придающим летательному аппарату дополнительный импульс.

В газ дополнительно вводят вещество, существующее в газовой фазе в ионном виде.

Сущность предлагаемого изобретения заключается в том, что технический результат достигается вводом газа, имеющего плотность, меньшую плотности среды в точки, определяющие аэродинамическое сопротивление аппарата. Учитывая, что аэродинамическое сопротивление пропорционально плотности среды, введение такого газа снижает лобовое сопротивление. Кроме того, газ увеличивает локальную скорость звука, что делает возможным устранить ударную волну при переходе через звуковой барьер. В точках формирования турбулентности (скачка уплотнения) газ снижает волновое сопротивление для сверхзвукового режима обтекания.

Известно, что скоростной напор (Q) выражается через формулу

где р - плотность газа, - скорость газа.

При этом чем ниже плотность газа, тем меньше скоростной напор.

Лобовое сопротивление (F) выражается через формулу

где k - коэффициент лобового сопротивления, S - лобовая площадь летательного аппарата.

Соответственно, лобовое сопротивление также пропорционально плотности газа.

Если вводить газ через пористое покрытие, то будет сформирован градиент концентраций газа со 100% до 0 при ограниченном расходе водорода. Толщина пограничного слоя определяется уравнением

где - толщина пограничного слоя, l - масштаб обтекающего тела, Re - число Рейнольдса, z - коэффициент, равный 0,5 для ламинарного потока, 0,2 для турбулентного потока.

При этом поток газа становится ламинарным. В случае сверхзвукового потока введение газа переводит режим обтекания от сверхзвукового к дозвуковому. Размещая пористое покрытие на верхней поверхности крыла, можно за счет уменьшения пограничного слоя изменять режим обтекания, создавать дополнительную подъемную силу и соответственно возможность дополнительного маневра. Поверхность с минимальным трением на рулях предполагает возможность дополнительного форсированного режима большей маневренности. Вышеуказанные режимы оптимально применимы для переходного к сверхзвуковому режиму.

В точках формирования скачка уплотнения размещают пористое покрытие с открытыми на поверхность порами заданного масштаба. Масштаб должен быть меньшим масштаба вихреобразования. Покрытие из тугоплавкого полупроводника изготавливают путем самораспространяющейся твердофазной химической реакции непосредственно на корпусе летательного аппарата в оправке. Полимерное покрытие для дозвукового режима обтекания изготавливается формованием пористого полимерного тела методом эмульсионной полимеризации в геле. Газ подают с периодичностью образования турбулентных вихрей в зону образования турбулентности с фазой, смещенной на 45-135 градусов, что дополнительно гасит турбулентность и снижает расход газа до минимального. Покрытие размещают преимущественно в местах, в которых формируется скачок уплотнения, чем оптимизируется аэродинамическое обтекание. Для создания дополнительной подъемной силы газ подают преимущественно на верхнюю кромку крыла. Тем самым достигается дополнительная маневренность летательного аппарата в условиях воздушного боя. Учитывая возможность нагрева корпуса летательного аппарата, покрытие выполняют из каталитически активного, теплоаккумулирующего материала, а при пропускании газа через него реализуется эндотермический процесс из ряда, включающего химическую реакцию (например, разложения воды на водород и кислород, превращение ортоводорода в пара-водород), процессы испарения. В качестве газовой смазки можно использовать газы из ряда водород, гелий, метан. Лучше всего водород, для которого вязкость в 14 раз меньше, соответственно и расход его меньше.

Существует материя, обладающая еще меньшей плотностью - электронный газ, частицы которого более чем в 4000 раз менее плотные. Наличие заряда у электронного газа позволяет за счет постоянного магнитного поля вморозить потоки электронов таким образом, чтобы создать ламинарное обтекание. Турбулентности будут создавать переменную составляющую магнитного поля, которую необходимо демпфировать противополем или использовать бегущее переменное поле для создания механического импульса (внешнего двигателя). Данный режим оптимален для сверхзвукового обтекания.

Заряд электрона за счет отталкивания частиц друг от друга уменьшает плотность электронного газа и создает дополнительные технические преимущества. Для создания такого газа передние поверхности крыльев и носовые части летательных аппаратов покрывают покрытием, имеющим низкую энергию выхода электрона, из ряда оксид бария, карбид титана, оксид цинка, оксид меди, оксиды редкоземельных элементов, а также n-полупроводников. При этом при нагреве этих поверхностей за счет аэродинамического трения температура поверхности покрытия повышается до температуры автоэмиссии электронов. Корпус летательного аппарата при этом заряжается положительно, что снижает эффект автоэмиссии. Для устранения положительного заряда корпуса задние кромки крыла и фюзеляжа снабжают покрытием с высокой энергией выхода электрона из ряда оксид бора, фторид кальция, фторид свинца, р-полупроводников. При этом генерируется электроэнергия. Отбирая часть мощности на создание магнитного поля и регулируя тем самым разницу потенциалов между передним и задней частью корпуса, можно управлять процессом обтекания. При использовании в качестве газа горючих газов можно дополнительно срывать турбулентность ударной волной за счет подрыва смеси горючего газа с воздухом. Тот же эффект можно применить для уничтожения ракет и снарядов вблизи корпуса летательного аппарата. В газ можно вводить вещество, поглощающее радиоволны радара, например пары йода, а также вещества, создающие дополнительную ионизацию.

Способ осуществляется нижеследующим образом.

В точках формирования скачка уплотнения формируют пористое покрытие с открытыми на поверхность порами заданного масштаба. Масштаб должен быть, меньшим масштаба вихреобразования. В головную часть летательного аппарата дополнительно устанавливают резервуар с сорбентом под пористое покрытие с размером пор от 1 до 1000 нм. На резервуаре с клапаном также наносят покрытие. Для создания пористого покрытия для сверхзвуковых скоростей на месте его размещения в оправке проводят твердотельную химическую реакцию соединения соответствующего эелемента(ов) в окисленной и восстановленной форме. Полимерное покрытие для дозвукового режима обтекания изготавливают формованием пористого полимерного тела методом эмульсионной полимеризации в геле. В оправку помещают литьевую мономерную композицию для эмульсионной радикальной полимеризации в геле. После проведения реакции оправку снимают. Резервуар с сорбентом газа размещают под покрытием. Возможно изготовление покрытия в виде отдельного конструкционного элемента головной части летательного аппарата, крыла либо рулевого оперения. Резервуар может быть размещен в любой части летательного аппарата и должен быть соединен через клапан с пористым покрытием.

При прохождении летательным аппаратом атмосферы сорбент нагревается до температуры, рассчитываемой по формуле:

где Т - температура боеголовки, k - коэффициент, равный соотношению теплоемкости газа при постоянном давлении и постоянном объеме, T₀ - температура окружающей среды, М - число Маха.

По достижении этой температуры сорбент выделяет газ с плотностью, меньшей плотности воздуха. Через поры в пористом покрытии газ выходит в головную часть аппарата. При этом аэродинамическое сопротивление аппарата уменьшается, время прохождения плотных слоев атмосферы снижается пропорционально соотношению плотности газа и плотности воздуха. Температура поверхности аппарата саморегулируется за счет снижения лобового сопротивления. По исчерпании газа из сорбента температура поверхности аппарата (покрытия из материала с низкой энергией выхода электронов) достигает температуры термоэмиссии электронов, создаются условия для снижения лобового сопротивления и соответственно для саморегулирования температуры поверхности.

Пример 1. В головную часть летательного аппарата помещают резервуар для сорбента водорода. Сорбент заряжают водородом. В качестве сорбента используют сополимер стирола и дивинилбензола. При прохождении атмосферы головная часть аппарата нагревается, резервуар с сорбентом разогревается до температуры десорбции водорода, давление водорода в нем увеличивается и он поступает через пористое покрытие с размером пор от 1 до 1000 нм в пограничный слой. При локальном снижении плотности газа с 1,29 кг/м³ (воздух) на водород с плотностью 0,0898 кг/м³, лобовое сопротивление должно уменьшится согласно формуле (2) в 14,49 раз. Но для существенного снижения волнового сопротивления достаточно ввести водород в зону формирования скачка уплотнения, в прилегающий слой. Ожидаемое снижение лобового сопротивления составит 1400%.

Пример 2. В головной части летательного аппарата формируют пористое покрытие из оксида бария-оксида цинка. При взлете с Земли температура поверхности аппарата (покрытия из материала с низкой энергией выхода электронов) достигает температуры термоэмиссии электронов 800°С, создаются условия для снижения лобового сопротивления и для саморегулирования температуры поверхности.

Масса моля электронов составляет 0,000549 г/моль. Объем моля электронов как идеального газа составляет 22,4 л/моль.

Плотность электронного газа в нормальных условиях без учета заряда составляет 0,000549 г/моль: 22,4 л/моль = 0,0000245 г/л

Пересчитывая в стандартные единицы, плотность составит 0,00025 кг/м³ (см. ниже).

Соответственно снижение лобового сопротивления произойдет в 5160 раз.

Пример 3. На передней верхней кромке крыла летательного аппарата формируют пористое покрытие из коагулита (пористого полимерного материла с открытыми порами размером пор от 1 до 10000 нм). В режиме взлета с аэродрома через пористое покрытие из топливного бака подают водород с периодичностью 100 раз в секунду. За счет уменьшения пограничного слоя на верхней поверхности крыла в 14 раз подъемная сила увеличивается на столько же. Турбулентность формируется только под нижней поверхностью крыла. Соответственно сокращается длина разгона до взлета.

Предлагаемый способ позволяет снизить лобовое сопротивление летательных аппаратов, увеличить скорость и маневренность летательных аппаратов, создать режим обратной связи и саморегулирование температуры летательного аппарата, сократить время разгона, уменьшить время прохождения космическим аппаратом плотных слоев атмосферы, уменьшить затраты энергии на лобовое сопротивление.