Способ управления обтеканием летательного аппарата

 

Изобретение относится к управлению летательным аппаратом. Техническим результатом является изменение аэродинамических характеристик и улучшение маневренных свойств летательного аппарата путем изменения параметров набегающего потока. Это обеспечивается за счет того, что в способе управления обтеканием летательного аппарата, в котором 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. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники.

Известен способ управления обтеканием летательного аппарата (ЛА) с целью уменьшения лобового сопротивления путем вдува газа во встречный сверхзвуковой поток из отверстия, расположенного в критической точке ЛА [2].

Воздействие струи на набегающий поток проявляется в смещении головного скачка уплотнения вперед от тела и уменьшения угла его наклона, что приводит к перераспределению и уменьшению давления на поверхности носка ЛА.

К недостаткам известного способа относятся: значительный расход газа в струе, сложность использования подобного вдува для управления ЛА, а также большая встречная тяга, понижающая эффективность устройств, реализующих данный способ.

Известен также способ управления обтеканием ЛА, в котором к набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата подводят лучистую энергию от источника излучения, расположенного в корпусе летательного аппарата [1].

К недостаткам известного способа относятся: необходимость установки в носовой части ЛА цилиндрической иглы, увеличивающей его вес, а также, как и в рассмотренном выше способе, значительный расход вдуваемого газа, наличие отрицательной встречной тяги и невозможность управления движением ЛА.

Техническим результатом, достигаемым изобретением, является изменение аэродинамических характеристик и улучшение маневренных свойств ЛА путем изменения параметров набегающего потока.

Это достигается тем, что в область подвода лучистой энергии подают из емкости, расположенной в корпусе летательного аппарата, посредством струи газа с высокой поглощающей способностью подводимого излучения.

На фиг. 1 изображена принципиальная схема одного из устройств, реализующих предлагаемый способ по п. 2, где 1 - емкость с рабочим телом, 2 - электропневмоклапан, 3 - трубопроводы, 4 - отверстия для вдува в корпусе ЛА, 5 - бортовой лазер, 6 - оптическая система, 7 - блок управления, 8 - иллюминатор, 9 - корпус ЛА, 10 - луч бортового лазера.

Во время полета ЛА в атмосфере из емкости с рабочим телом 1 через электропневмоклапан (ЭПК) 2, трубопроводы 3 и два отверстия 4 в носовой части ЛА, симметричных относительно его продольной оси, по командам от блока управления 7 в набегающий поток вдувают струи газа. Этот газ обладает повышенной способностью к поглощению электромагнитного излучения участка спектра бортового лазера 5. Струи вдуваемого газа пересекаются в находящейся на продольной оси ЛА точке М. Срабатывание ЭПК 2 производится по команде от блока управления 7. После вдува газа от блока управления 7 подается сигнал на включение бортового лазера 5, излучение которого посредством оптической системы 6 фокусируется в точке М, проходя через иллюминатор 8. Вдуваемый газ поглощает часть энергии лазерного излучения, что приводит к искривлению линий тока и перераспределению газодинамических параметров на поверхности обтекаемого тела, что соответствует данным на фиг. 2.

Бортовой лазер может быть использован также в качестве оружия для поражения целей противника в условиях боевых действий, если соответствующим образом изменять фокальное расстояние оптической системы.

Численные расчеты на ЭВМ проводились по конечно-разностной схеме Годунова. В качестве расчетной области использовалась прямоугольная сетка с неподвижными границами. Результаты расчетов, в частности, показали, что при подводе энергии порядка 30% удельной энергии набегающего потока к элементарному объему ячейки расчетной области, имеющей размер ребра в пределах 1/20 + 1/30 радиуса ЛА, и находящемуся на расстоянии около одного диаметра ЛА от его носка, можно снизить лобовое сопротивление до 50%.

Источники информации 1. US N 3643901, 1972 г.

2. US N 3620484, 1971 г.

Формула изобретения

1. Способ управления обтеканием летательного аппарата, в котором к набегающему потоку в область перед носовой частью летательного аппарата подводят лучистую энергию от источника излучения, расположенного в корпусе летательного аппарата, отличающийся тем, что, с целью повышения его эффективности путем интенсификации поглощения энергии, в область подвода лучистой энергии подают из емкости, расположенной в корпусе летательного аппарата, посредством струи газ с высокой поглощающей способностью подводимого излучения.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что подвод лучистой энергии осуществляют посредством лазера, луч которого фокусируют в точке, расположенной перед носовой частью летательного аппарата и в эту же точку направляют струю поглощающего излучение газа.

3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что луч лазера фокусируют в точке, расположенной в ударном слое между поверхностью летательного аппарата и головным скачком уплотнения.

4. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что луч лазера фокусируют в точке, расположенной в пограничном слое на поверхности летательного аппарата.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2