способ и устройство управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата

Формула изобретения

1. Способ управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата, при котором с помощью магнитной системы в объеме сопла формируют область газового потока с магнитным полем, в которой с помощью по меньшей мере одного источника ионизации создают плазменные зоны потока, в которых формируют силы магнитогидродинамического взаимодействия с соответствующими силами отдачи, приложенными к магнитной системе, а потоком управляют, изменяя данные силы магнитогидродинамического взаимодействия, отличающийся тем, что плазменные зоны потока создают в окрестности критического сечения сопла в количестве не менее трех так, чтобы они одновременно занимали менее 70% сечения потока, причем силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне формируют так, чтобы они поворачивали проходящую через данную плазменную зону часть газового потока в направлении к оси сопла, управляют независимо электропроводностью различных плазменных зон потока и значением силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне, при этом управляют углом поворота и степенью сжатия газового потока в окрестности критического сечения сопла, управляя тем самым вектором тяги и/или эффективным критическим сечением сопла реактивного двигателя летательного аппарата.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают наличие в реактивной газовой струе добавочных веществ, формирующих при температуре реактивной газовой струи атомарные положительные ионы.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменяют электропроводность плазменных зон потока путем изменения мощности источников ионизации.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменяют электропроводность плазменных зон потока путем изменения локальной концентрации атомов добавочных веществ.

5. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменяют электропроводность плазменных зон потока путем изменения мощности источников ионизации и изменения локальной концентрации атомов добавочных веществ.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что обеспечивают формирование цепи обратной связи системы управления летательным аппаратом посредством измерения сигналов, пропорциональных величинам сил отдачи, приложенных к неподвижной относительно летательного аппарата магнитной системе.

7. Устройство управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата, содержащее по меньшей мере один электромагнит со сверхпроводящими элементами магнитной системы и источники ионизации, выходы которых направлены на газовый поток, отличающееся тем, что источники ионизации в количестве не менее трех расположены по разные стороны от потока, а выход каждого источника направлен на критическое сечение сопла, при этом устройство содержит вычислитель, информационно связанный с каждым источником ионизации так, чтобы по сигналам с вычислителя могли независимо меняться мощности источников ионизации, а сверхпроводящие элементы магнитной системы расположены по разные стороны от потока вокруг критического сечения сопла.

8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что вычислитель информационно связан по меньшей мере с двумя датчиками обратной связи, механически связанными со сверхпроводящими элементами магнитной системы, причем сигналы с датчиков зависят от сил, приложенных к сверхпроводящим элементам.

9. Устройство по п.7, отличающееся тем, что источники ионизации являются источниками электронных пучков.

10. Устройство по п.7, отличающееся тем, что содержит по меньшей мере один источник добавочных веществ, формирующих при температуре реактивной газовой струи атомарные положительные ионы, выход которого сообщен с потоком выше критического сечения сопла, а вычислитель информационно связан с этим источником так, что по сигналам с вычислителя может меняться расход добавочных веществ.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике, в частности к реактивным двигателям летательных аппаратов с управляемыми соплами, обеспечивающими отклонение газовой струи с целями управления направлением движения летательных аппаратов путем создания управляемого вектора тяги и/или изменения эффективного критического сечения сопла при изменении режимов полета для повышения тяги.

Широко известны способы управления направлением движения летательных аппаратов с помощью механических устройств (рулей), обтекаемых газовым потоком или набегающим потоком воздуха. Рули при их повороте меняют поле скоростей и давление в потоке, при этом возникает сила, приложенная к рулям и препятствующая их повороту, для преодоления которой требуются повышенные усилия, например, с помощью силовых гидроцилиндров. Вследствие этого известные конструкции имеют большой вес и габариты. Массогабаритные ограничения не позволяют повышать поворачивающую силу и тем самым ограничивают скорость поворота летательного аппарата, что критически важно для ряда приложений.

Управление летательным аппаратом можно также обеспечить с помощью поворотного реактивного сопла, если управлять вектором тяги путем поворота вытекающей из него газовой струи на требуемый угол, в различных направлениях и с высокими скоростями.

Известны плоские реактивные сопла [DE 3327385], которые обеспечивают изменение вектора тяги по тангажу и по курсу. Однако изменение вектора тяги в таких соплах осуществляется как за счет изменения положения подвижных створок, так и за счет изменения положения всего корпуса плоского сопла относительно одной из осей двигателя. При этом поворачивающая сила прикладывается к подвижным створкам или к подвижному корпусу сопла, поэтому эти конструкции должны быть достаточно прочными. Движение ими требует повышенных усилий, вследствие чего известные конструкции имеют большой вес и габариты.

Известны осесимметричные сопла, обеспечивающие управление вектором тяги [RU №2117812]. В таком сопле поворот газового потока осуществляется в дозвуковой части сопла. При этом ось качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя повернута относительно оси симметрии точек крепления двигателя и зафиксирована между горизонтальной и вертикальной осями поперечного сечения двигателя. Поворот оси качания сопла позволяет иметь, кроме вертикальной, еще и горизонтальную составляющую вектора тяги, что существенно повышает маневренность летательного аппарата. В таких соплах отклонение направления тяги зависит только от геометрического угла отклонения и точно согласуется с ним. Поворот потока не сопровождается изменением расхода и существенными дополнительными потерями, равнодействующая сил давления на стенку сопла расположена в дозвуковой части сопла и проходит через центр сферы вращения. Однако такое сопло не обеспечивает всеракурсности управления вектором тяги и имеет небольшие угловые скорости изменения направления тяги (30 град/с).

Известны осесимметричные сопла с отклоняемым вектором тяги, причем вектор тяги отклоняется за счет поворота сверхзвуковых створок сопла [RU 2142571], [RU 2168047]. Такие сопла описаны также в международных заявках №92/03648, №92/03649. В [RU 2168047], например, сопло с отклоняемым вектором тяги содержит сходящиеся створки, расходящиеся створки и управляющее кольцо с подвеской в виде многозвенных петель, складывающихся в радиальных плоскостях, кинематически связанное с тягами расходящихся створок через параллелограммные механизмы. Каждый параллелограммный механизм между ведомым рычагом и тягами створок содержит второе звено в виде второго ведомого рычага, установленного опорой вращения на рычаге-качалке, шарнирно закрепленном на сводящейся створке, и тяг второго звена, причем последние закреплены на рычаге сферическими шарнирами. В соплах таких конструкций воздействие на газовый поток более существенное, что выражается в уменьшении расхода и дополнительных потерях на отклонение потока от осевого направления. Фактический угол отклонения направления тяги зависит от степени понижения давления в сопле и отличается от геометрического угла отклонения сверхзвуковой части. Равнодействующая сил давления на стенки сопла расположена внизу по потоку за критическим сечением сверхзвуковой части сопла. На форсированном режиме работы эффективность отклонения вектора тяги снижается. Хотя такое сопло может быть всеракурсным, главным его недостатком являются низкие угловые скорости изменения направления тяги. Для российских разработок угловые скорости составляют 30 град/с, для зарубежных 40-80 град/с.

Альтернативным механическим способом отклонения вектора тяги является газодинамический способ [Wing D.J., Guiliano V.J. Fluidic Thrust Vectoring of an Axisymmetric Exhaust Nozzle at Static Conditions// Proc. 1997 ASME Fluids Engineering Division Summer Meeting. 1997, 6 pp.(FEDSM97-3228)], при котором поле скоростей и давления газового потока меняют вдувом вторичного высоконапорного воздуха через ряд отверстий или щелей. Обычно вдув производят в сверхзвуковую часть, где меньше давление торможения и потому меньше потребное давление вдуваемого газа. При этом способе, в отличие от механических, поворачивающее усилие приложено к неподвижным элементам конструкции, что при приемлемых массогабаритных характеристиках обеспечивает большие поворачивающие усилия и высокую скорость перекладки вектора тяги. Сопла с газодинамическим управлением могут быть всеракурсными.

К недостаткам этого способа отклонения вектора тяги относится повышенный уровень потерь тяги, величина которого тем больше, чем больше угол отклонения вектора тяги. Это связано с тем, что отбор вторичного высоконапорного воздуха значительно снижает рабочее давление перед турбиной двигателя и тем самым снижает его мощность, а также с газодинамическими потерями при взаимодействии струй с потоком.

Известна задача оптимизации газодинамических характеристик сопла для обеспечения энергетической эффективности реактивного двигателя летательного аппарата при изменении условий полета (давление окружающей среды, скорость полета, подача топлива и окислителя и др.). Отклонение газодинамического режима работы сопла от оптимального характеризуется степенью нерасчетности, которая однозначно зависит от отношения площадей выходного и критического (т.е. минимального) сечения сопла F_c/F_кр. Если F_с/F_кр больше оптимального значения для данных условий (что характерно, например, для режимов взлета и посадки), то в сопле формируется ударная волна, в которой тормозится выходящий поток, происходит отрыв потока от стенок сопла и другие явления, приводящие к снижению тяги относительно максимальной. Если F_c/F _кр меньше оптимального (что характерно, например, для режимов полета на большой высоте), то также имеется потеря тяги, связанная с тем, что работа расширения газа в значительной мере совершается вне двигателя и не дает вклад в ускорение летательного аппарата.

Для того чтобы значение F_c/F _кр было близким к оптимальному при различных режимах работы двигателя, используют различные способы изменения геометрии сопла в полете, которые в основном реализуются на основе механических устройств. Подвижные элементы этих устройств, контактирующие с газовым потоком, изменяют площадь критического и выходного сечения сопла (см., например [Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. - М.: МАИ, 2003]). При этом на указанные подвижные элементы, как и на неподвижные стенки сопла, со стороны газового потока действуют силы, требующие для перемещения подвижных элементов повышенных усилий и, следовательно, их высокой прочности. Подвижные элементы не обеспечивают герметичность канала сопла, что приводит к утечкам газа через щели. Не полностью обеспечивается также гладкость стенок сопла, что также приводит к некоторой потере тяги. Высокие температуры газового потока требуют применения дорогостоящих жаропрочных материалов и охлаждения путем подачи относительно холодного воздуха в пристенные области газового потока. Вследствие этого известные механические управляемые конструкции таких сопел сложны, дороги, имеют большой вес и габариты, а тяга меньше, чем у неуправляемого сопла, работающего в оптимальном режиме.

Известен способ оптимизации сопла реактивного двигателя летательного аппарата, при котором в области критического сечения сопла с помощью азимутально-равномерного вдува сжатого газа из кольцевой щели обеспечивают силовое сжимающее воздействие на газовый поток, уменьшающее значения площадей поперечного сечения струек газового потока относительно невозмущенных значений ([Federspiel J., Bangert L., Wing D., Hawkes T. Fluidic Control of Nozzle Flow - Some Performance Measurements. - AIAA, 1995. - 8 pp]). В результате на газовый поток оказывается воздействие, близкое к воздействию путем уменьшения площади критического сечения до эффективного значения. Иными словами, происходит уменьшение эффективного критического сечения F_кр , которое приводит к таким же параметрам потока на срезе сопла, как и в случае соответствующего уменьшения площади критического сечения. При этом сами стенки сопла остаются неподвижными, и нет необходимости применения подвижных элементов. Меняя расход и энтальпию вдуваемого воздуха, можно изменять направленную к оси симметрии потока составляющую сжимающей силы и тем самым управлять степенью сжатия струек потока, т.е. управлять площадью эффективного критического сечения F_кр . Преимущества указанного способа - это возможность управления F_c/F_кр без применения механических устройств с подвижными элементами, что делает конструкции управляемых сопел легче, дешевле и надежнее.

К недостаткам указанного способа относится необходимость значительных затрат энергии на формирование высокоэнтальпийного потока вдуваемого газа. Для подачи и требуемого сжатия вдуваемого газа необходимо предусмотреть соответствующие устройства. Кроме того, значительными являются газодинамические потери тяги в таком сопле по сравнению с тягой неуправляемого сопла, работающего в оптимальном режиме. Эти потери, очевидно, связаны с большой турбулентностью в зоне смешения вдуваемого газа и основного газового потока.

С другой стороны, для перспективного высотного гиперзвукового летательного аппарата в последнее время интенсивно исследуется магнитогазодинамический способ изменения газодинамики разреженного воздушного потока во входном устройстве двигателя (см., например, [Macheret S.O., Shneider M.N., Miles R.B. Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam lonization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.l. Pp.74-81], [Adamovich I.V., Rich J.W., Schneider S.J, Blankson I.M. Magnetogasdynamic Power Extraction and Flow Conditioning for a Gas Turbine // Proc. 34th Plasmadynamics and Laser Conference. Orlando, FL.: AIAA, 2003. 20 pp.(AIAA-2003-4289, NASA/TM-2003-212612)]). С помощью относительно легких сверхпроводящих магнитов во входном устройстве двигателя в носовой части гиперзвукового летательного аппарата создают поперечное относительно вектора скорости потока v магнитное поле В=3...10 Тл, а набегающий разреженный воздушный поток ионизируют с помощью электронного пучка, обеспечивая достаточную электропроводность . В ионизированном воздушном потоке - плазме - возникает электрическое поле, возбуждающее электрический ток, который при взаимодействии с поперечным магнитным полем вызывает тормозящую поток силу. В условиях, характерных для высотного гиперзвукового летательного аппарата, возникают также холловское поле и холловский ток. Это производят как для генерации электроэнергии, так и с целями оптимизации характеристик входного устройства на нерасчетных режимах: торможение и нагрев потока приводят к улучшению характеристик входного устройства при скоростях полета, превышающих расчетную. Проведенные многочисленные исследования показали принципиальную возможность интеграции в конструкцию летательного аппарата мощного (порядка мегаватт) источника ионизации и сверхпроводящих магнитов для генерации в больших объемах (порядка кубометров) постоянных магнитных полей большой интенсивности (до 10 Тл). Повышение электрической мощности на борту летательных аппаратов позволяет использовать современные энергоемкие устройства.

Этот способ принят за прототип.

Но описанный способ не решает поставленные задачи управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла. Поток в описанном способе не поворачивается и не сжимается в радиальном направлении, а тормозится. Этот способ неприменим при средних и малых высотах, т.к. в плотном воздухе электроны слишком быстро прилипают к молекулам кислорода, и достаточную электропроводность при реальных уровнях мощности бортового источника ионизации (меньше нескольких мегаватт) обеспечить не удается.

Задача изобретения - создание способа всеракурсного управления вектором тяги с высокими скоростями изменения углов отклонения газовой струи и управления эффективным критическим сечением сопла без существенной потери тяги и при приложении поворачивающих и сжимающих поток сил к неподвижным относительно корпуса элементам конструкции. Решение указанной задачи позволит создать принципиально новый летательный аппарат, не имеющий механических органов управления при сохранении необходимого уровня маневренности и при высоких тяговых характеристиках в широком диапазоне режимов полета. Достижение указанной задачи осуществляется за счет использования магнитогазодинамического способа силового воздействия на плотную высокотемпературную струю отработанных газов.

Сущность изобретения заключается в способе управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, при котором, как и в прототипе, с помощью магнитной системы в объеме сопла формируют область газового потока с магнитным полем, в которой с помощью, по крайней мере, одного источника ионизации создают, по крайней мере, одну плазменную зону потока, в которой формируют силы магнитогидродинамического взаимодействия, формируют силы отдачи, приложенные к магнитной системе, и управляют потоком, изменяя силы магнитогидродинамического взаимодействия. Этот способ отличается от прототипа тем, что:

- плазменные зоны в газовом потоке сопла создают в количестве не менее трех так, чтобы они одновременно занимали менее 70% сечения потока,

- плазменные зоны потока создают в окрестности критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата,

- силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне прикладывают так, чтобы они поворачивали проходящую через данную плазменную зону часть газового потока в направлении к оси сопла,

- управляют независимо электропроводностью различных плазменных зон потока,

- управляют независимо значением силы магнитогидродинамического взаимодействия в каждой плазменной зоне,

- управляют углом поворота и степенью сжатия газового потока в окрестности критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата

- и управляют вектором тяги и/или эффективным критическим сечением сопла реактивного двигателя летательного аппарата.

Другими словами, в объеме реактивной газовой струи в окрестности критического сечения формируют магнитное поле, в объемах струи с магнитным полем создают повышенную ионизацию и формируют направленные к оси потока силы магнитогидродинамического взаимодействия магнитного поля и плазменного потока. В зависимости от необходимого направления отклонения газовой струи формируют азимутальную асимметрию сил магнитогидродинамического взаимодействия так, чтобы равнодействующая сила отклоняла газовый поток относительно оси симметрии сопла. Эта сила приложена к неподвижным относительно корпуса сверхпроводящим электромагнитам. Изменяя ее модуль и направление, управляют отклонением газовой струи и, следовательно, вектором тяги.

Сжатие потока под действием сил магнитогидродинамического взаимодействия уменьшает эффективное критическое сечение, что позволяет оптимизировать газодинамику сопла при изменении режимов полета и избегать соответствующих потерь тяги.

Повышенную ионизацию в реактивной газовой струе сопла создают с помощью, по крайней мере, трех источников ионизации.

Возможно также применение в реактивной газовой струе добавочных веществ, формирующих при температуре реактивной газовой струи атомарные положительные ионы, причем количество атомов добавочных веществ превышает необходимое количество свободных электронов. Это помогает поднять концентрацию плазмы без существенного повышения мощности источников ионизации.

Изменять распределение сил магнитогидродинамического взаимодействия магнитного поля и плазменного потока можно путем изменения пространственного распределения степени ионизации в объемах газовой струи за счет повышения мощности источников ионизации и/или изменения интенсивности вдува добавочных веществ.

В системе управления вектором тяги в цепи обратной связи используют сигналы с датчиков обратной связи, однозначно зависящие от угла и направления отклонения газовой струи. Таким сигналом может быть, например, величина силы отдачи, возникающая при отклонении газовой струи и приложенная к магнитной системе.

Угловую скорость перекладки всеракурсного вектора тяги регулируют в широком диапазоне преимущественно путем изменения концентрации электронов в плазменном образовании газовой струи. Следует отметить исключительно малую инерционность всех рабочих процессов, что позволяет в принципе выполнять перекладку тяги за времена менее миллисекунды. Эти времена могут быть даже значительно меньше времени установления квазистационарного распределения газодинамических параметров потока, т.к. нагрузки прикладываются к электромагнитам практически сразу же после изменения электропроводности потока. При этом ограничение на скорость перекладки тяги может уже накладывать прочность планера относительно практически ударного наложения и снятия нагрузок.

Технический результат - способ всеракурсного управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей, позволяющий сочетать высокую маневренность летательного аппарата с высокой тяговой эффективностью для широкого диапазона режимов полета при отсутствии малонадежных движущихся механических частей.

Представленное изобретение может быть реализовано, в частности, в описываемом ниже устройстве.

Известны (см. выше) механические устройства, реализующие способы управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата, обеспечивающие как управление вектором тяги, так и управление степенью нерасчетности, т.е. отношением F _c/F_кр. Они имеют силовые подвижные элементы, контактирующие с высокотемпературным газовым потоком, что, как указано выше, приводит к тяжелым малонадежным дорогостоящим конструкциям.

Известны также газодинамические устройства, реализующие способы управления потоком в объеме сопла реактивного двигателя летательного аппарата (см. выше), также предназначенные для управления вектором тяги и/или эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей. Эти устройства более легкие и надежные, но, как указано выше, они используют значительные расходы газа высокого давления и потому приводят к значительной потере тяги.

С другой стороны, известны устройства, реализующие магнитогазодинамические способы управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата. Так, в рамках концепции «Аякс», кратко рассмотренной в [Brichkin D.I., Kuranov A.L., Sheikin E.G. Scramjet with MHD Control under AJAX Concept. Physical Limitations. AIAA 2001-0381, 39^th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2001, Reno NV], на гиперзвуковом летательном аппарате предусмотрено применение МГД-генератора, расположенного во входном устройстве гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, и МГД-ускорителя, расположенного в сверхзвуковой части реактивного сопла, причем как МГД-генератор, так и МГД-ускоритель каждый содержит электромагнит, источник ионизации и пару электродов. В [Macheret S.O., Shneider M.N., Miles R.B. Magnetohydrodynamic Control of Hypersonic Flows and Scramjet Inlets Using Electron Beam Ionization // AIAA Journal. 2002. V.40. No.l. Pp.74-81] более подробно анализируется устройство для управления температурой и скоростью набегающего разреженного воздушного потока во входном устройстве гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (т.е. вышеуказанный МГД-генератор). Это устройство управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата содержит, по крайней мере, один электромагнит со сверхпроводящими элементами, расположенный с одной стороны от потока, и, по крайней мере, один источник ионизации, выход которого направлен на поток, а также два секционированных электрода, расположенных по разные стороны от газового потока. В качестве источника ионизации рассмотрен источник высокоэнергетичных электронов, расположенный с той же стороны от потока, что и электромагнит. Источник ионизации создает достаточную для магнитогазодинамического взаимодействия электропроводность во всем сечении газового потока, проходящего через двигатель. Электромагнит создает там же близкое к однородному поперечное к потоку магнитное поле.

В результате магнитогазодинамического взаимодействия электропроводный поток тормозится в поперечном магнитном поле, что позволяет оптимизировать характеристики потока под геометрию входного устройства при изменении условий полета (скорость, высота, угол атаки). На электродах формируется электродвижущая сила, что может быть использовано как бортовой источник электроэнергии.

Указанное устройство по составу и принципу действия наиболее близко к вновь представленному и принято за прототип.

В этом устройстве управление потоком в объеме сопла реактивного двигателя происходит без силовых подвижных элементов, контактирующих с высокотемпературным газовым потоком, и не используются значительные расходы газа высокого давления. Однако это устройство может лишь изменять скорость всего потока, а не отклонять и не сжимать его, и потому оно непригодно для решения поставленных целей - управления вектором тяги и эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей.

Задача изобретения - создание устройства управления потоком в объеме реактивного двигателя летательного аппарата, основанного на магнитогазодинамическом отклонении газового потока, реализующего как всеракурсное управление вектором тяги, так и управление эффективным критическим сечением сопла реактивных двигателей.

Сущность изобретения заключается в устройстве управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, содержащем, как и прототип, по крайней мере, один электромагнит со сверхпроводящими элементами и, по крайней мере, один источник ионизации, выход которого направлен на газовый поток. Это устройство отличается тем, что

- источники ионизации в количестве не менее трех расположены по разные стороны от потока,

- выход каждого источника ионизации направлен на критическое сечение сопла реактивного двигателя летательного аппарата,

- устройство содержит вычислитель, информационно связанный с каждым источником ионизации так, что сигналы с вычислителя могут независимо менять мощности источников ионизации,

- сверхпроводящие элементы электромагнита расположены по разные стороны от потока вокруг критического сечения сопла реактивного двигателя летательного аппарата.

Для формирования обратной связи вычислитель информационно связан, по крайней мере, с двумя датчиками обратной связи, механически связанными со сверхпроводящими элементами электромагнита, причем сигналы с датчиков обратной связи зависят от сил, приложенных к сверхпроводящим элементам. Источниками ионизации преимущественно являются источники электронных пучков.

Может также использоваться один (общий на весь поток) или несколько источников добавочных веществ, причем выход такого источника связан с газовым потоком выше критического сечения, для создания в плазменной зоне критического сечения сопла повышенной концентрации добавочных веществ. Для управления подачей добавочных веществ в газовый поток вычислитель информационно связан с каждым из источников добавочных веществ так, что сигналы с вычислителя изменяют расход добавочных веществ.

Технический результат - надежное и относительно легкое устройство управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата, позволяющее с большой скоростью управлять вектором тяги и работать в широком диапазоне режимов полета так, что потеря тяги как за счет нерасчетности сопла, так и в связи с управлением потоком была минимальна.

Вышеописанные новые способ и устройство иллюстрируется чертежом, на котором изображен возможный вариант устройства управления потоком в объеме реактивного сопла двигателя летательного аппарата. Это устройство реализует как всеракурсное управление вектором тяги, так и оптимизацию эффективного критического сечения сопла реактивных двигателей.

На чертеже представлена структурная схема, показывающая поперечное (Фиг.1, а) и продольное (Фиг.1, б) сечения газового потока (1) внутри сопла (2). В его объеме с помощью источников ионизации (3) могут создаваться плазменные зоны потока (4), в которых формируются силы магнитогидродинамического взаимодействия (указаны светлыми стрелками), приложенные, с одной стороны, к плазменным зонам потока (4), с другой стороны, к сверхпроводящим элементам (5) электромагнитной системы. Датчики обратной связи (6) измеряют эти силы и выдают сигналы, которые обеспечивают формирование цепи обратной связи системы управления летательным аппаратом. Источники (7) добавочных веществ организуют вдув (показан пунктирной стрелкой) в плазменные зоны потока (4). Вычислитель (8) в соответствии с управляющими сигналами и с сигналами с датчиков (6) управляет независимо мощностью источников ионизации (3) и расходами источников (7) добавочных веществ.

На чертеже показан вариант включения части источников ионизации, которые создают электронные пучки (обозначенные темными стрелками), формирующие две плазменные зоны потока (4а и 4б) с разной концентрацией плазмы. Кроме того, вдув добавочных веществ в различные плазменные зоны потока может быть также неодинаков. В результате эти зоны характеризуются разной электропроводностью, отчего приложенные к ним силы магнитогидродинамического взаимодействия имеют разную величину. Поэтому газовый поток (показан штриховыми стрелками) может отклоняться в направлении z относительно невозмущенного z, а на летательный аппарат (точнее, на сверхпроводящие элементы) будет действовать поворачивающая составляющая силы тяги. Кроме того, происходит силовое сжимающее воздействие на газовый поток, уменьшающее значения площадей поперечного сечения струек газового потока относительно невозмущенных значений. Эффективное критическое сечение газового потока управляемым образом уменьшается относительно невозмущенного. Меняя электропроводность плазменных зон, можно менять силы магнитогидродинамического взаимодействия, приходящиеся на отдельные плазменные зоны, и тем самым управлять ракурсом и углом поворота вектора тяги и обеспечивать оптимизацию газодинамики сопла.

Для управления только критическим сечением может быть достаточно одного источника ионизации, формирующего плазму во всем сечении потока, тогда как для всеракурсного управления вектором тяги плазменных зон должно быть не менее трех: только при этом условии отклонение газового потока может обеспечить всеракурсное управление вектором тяги.

Возможность реализации данного изобретения обоснована тем, что для его применения достаточно использовать технические устройства, характеристики которых не выходят за пределы уже достигнутых. Действительно, электродвижущая сила, возникающая при движении со скоростью v проводящей среды в магнитном поле В, равна

плотность тока с учетом эффекта Холла

здесь - параметр Холла, - циклотронная частота, - время свободного пробега электрона между рассеяниями, - электропроводность плазмы, которую можно оценить как

здесь е - заряд электрона, m_е - его масса, n_е - электронная концентрация, которую при преобладании в плазме трехчастичной рекомбинации при третьей частице - электроне можно оценить из соотношения баланса рождения и гибели электронов

где

Q - удельная мощность энерговклада пучка в плазму,

q_e - цена электрона.

Обеспечить преобладание такого механизма гибели электронов можно, например, добавляя в поток вещества, дающие при температуре реактивной газовой струи атомарные ионы (например, пары свинца) [Knewstubb P.F., Sugden T.M. Ionization Produced by Compounds of Lead in Flames // Research Correspondence (London), 1956, V.9, A1-6]. Доля таких атомов в потоке невелика: она должна быть больше необходимой степени ионизации, которая составляет лишь 10 ^-3...10^-5.

Сила магнитогидродинамического взаимодействия, действующая на поток, равна

а относительное изменение скорости, приобретенное потоком под ее действием, -

где - плотность потока,

Х - длина (вдоль потока) части объема с магнитным полем и повышенной ионизацией.

Например, при давлении р=3 атм., v=1000, Т=2000 К, В=8 Тл, суммарной мощности электронного пучка W=30 кВт, распределенной по объему V=50000 см³, длиной Х=40 см, можно получить оценку

т.е. угол поворота потока составляет 30°.

Соответствующая сила отдачи - поперечная составляющая силы тяги -

Отметим, что в окрестности критического сечения сопла одновременно присутствуют и высокая температура, облегчающая ионизацию, и достаточно высокая скорость потока, позволяющая проявиться магнитогазодинамическому взаимодействию. Выше по потоку температура несколько выше, но существенно ниже скорость потока. Ниже по потоку несколько выше скорость, однако сильно спадает температура. Это свидетельствует о желательности выбора окрестности критического сечения в качестве области организации магнитогазодинамического управления потоком.

Согласно оценкам [Chapman J., Schmidt H., Ruoff R., Chandrasekhar V., Dikin D., Litchford R. Flightweight Magnets for Space Application Using Carbon Nanotubes // Proc. 41-st AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2003. Reno NV: AIAA, 2003. - 44 pp.(AIAA 2003-0330) (NASA-TP-2003-212342)] для близкой по характеристикам сверхпроводящей магнитной системы, ее масса с учетом силовой оболочки и теплоизоляции при выполнении на основе известных сверхпроводников составляет не более 250 кг, а с учетом перспектив применения нанотехнологий - порядка 25 кг.

Источники ионизации указанного уровня мощности также являются далеко не рекордными устройствами, которые для летательных аппаратов в принципе могут быть сделаны достаточно легкими (порядка 100 кг). Например, в [Коротеев А.С.О возможности использования неравновесной плазмы для снижения радиовидимости летательных аппаратов // Полет, 12.2001 г.] указано, что разработаны бортовые ускорители мощностью от нескольких киловатт до сотен киловатт с энергией электронов пучка от десятков кэВ до 1 МэВ. Питание ускорителей обеспечивалось от высоковольтных трансформаторно-выпрямительных блоков, размещенных в сосудах повышенного давления, заполненных элегазом. Кроме того, были созданы простые, компактные и надежные системы вывода электронного пучка, которые дали возможность получать в атмосфере мощные и хорошо управляемые пучки, а параметры этих систем делают их пригодными для размещения на летательных аппаратах. Как известно, энерговооруженность и грузоподъемность современных летательных аппаратов намного перекрывает указанный уровень.

Т.о., имеется принципиальная возможность реализации данного комплекса изобретений.