Головной обтекатель летательного аппарата

 

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике. Головной обтекатель выполнен в виде оболочки в форме конуса, или параболоида, или их комбинации. На его внешней поверхности размещены винтовые каналы переменного сечения, образующие винтовое оребрение оболочки. При использовании обтекателя на сверхзвуковых летательных аппаратах уменьшаются плотность теплового потока и аэродинамические потери на поверхности обтекателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Область техники, к которой относится изобретение. Изобретение относится к области ракетной и авиационной техники.

Уровень техники. В качестве аналогов изобретения могут быть рассмотрены устройства: Головной обтекатель. Главный редактор В.П.Глушко. Энциклопедия "Космонавтика" стр. 90, издательство "Советская энциклопедия", Москва, 1985 г.

Отделяемое защитное покрытие для снаряда. Ronald T. Inglis, Laguna Reach; Thomas W. Bastian, Placentia; Charles W.Schertz, Bakersfield, all of Calif. Assignee: Generaj Dynamics Corp. Страна US; пат. N 4867357; заявл 21.12.87; заявка N 135210; опубл. 19.09.89 г МКИ F 42 B 19/46, НКИ 244-121; источник "Изобретения в СССР и за рубежом" 8/05-90, с 15.

Noncontaminationg linear explosive separation. Harold W. Qualls, San Diego, Calif., assignor to Gemeral Dynamics Corporation, San Diego, Calif., а corporation of Delaware. Страна US; пат. N 3453960; заявл. 11.09.67; заявка N 960052; опубл. 8.07.69 г. МКИ F 42 B 15/10, НКИ 102-49.5.

В качестве аналога (прототипа), наиболее близкого к заявляемому изобретению, можно выделить "Головной обтекатель" (первый аналог в списке аналогов).

Характерными существенными признаками перечисленных аналогов (в том числе и прототипа) и заявляемого изобретения являются наличие конической, параболической или комбинированной формы головной части летательного аппаратов, перемещающихся в плотных слоях атмосферы, с плавным переходом в цилиндрическую форму. Форма обтекателя определяется расчетно-экспериментальным методом для каждого конкретного случая и обеспечивает компромиссное решение проблем уменьшения лобового сопротивления летательного аппарата и плотности теплового потока в области точки торможения.

Сущность изобретения Заявляемое изобретение направлено на решение задачи уменьшения плотности теплового потока на поверхности головного обтекателя летательного аппарата, перемещающегося в плотных слоях атмосферы со сверхзвуковой скоростью, а также уменьшения гидравлических потерь при обтекании потоком стенок обтекателя и, следовательно, уменьшения лобового сопротивления. Следствием решения этой задачи будет уменьшение массы летательного аппарата за счет уменьшения массы теплозащитного покрытия или адекватное увеличение полезной нагрузки.

Предлагается два варианта обтекателя, неподвижного и вращающегося относительно оси симметрии.

К существенным признакам этих устройств можно отнести: 1. Наличие (для вариантов 1 и 2) на поверхности обтекателя винтовых лопаток, образующих винтовые конические или параболические каналы переменного сечения, обеспечивающих поток у поверхности обтекателя в форме винтового вихря как течения с наименьшим сопротивлением, что подтверждается природными аналогами: слив воды через цилиндрическую горловину с образованием винтовой параболической воронки; смерч-винтовой вихрь между атмосферными зонами с разным давлением; дальность полета пули из нарезного оружия больше, чем из гладкоствольного.

2. Наличие вращательного движения (для варианта 2) вокруг оси симметрии обтекателя с помощью набегающего потока (относительно летательного аппарата) и винтовых конических или параболических каналов на поверхности обтекателя, что приведет к частичному превращению кинетической энергии набегающего потока в кинетическую энергию вращательного движения обтекателя и далее в электрическую энергию, используемую на борту летательного аппарата, а также будет способствовать стабилизации направления полета.

На фиг. 1(а,б) представлена схема обтекания затупленного тела сверхзвуковым аэродинамическим потоком; на фиг.2 (а,б) -схема формирования винтового вихря в цилиндрическом канале; на фиг 3 (а,б) - эскизы двух вариантов головных обтекателей.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.

Возможность осуществления изобретения рассматривается на примере качественного анализа физики процесса обтекания затупленного тела аэродинамическим потоком.

Плотность теплового потока в точке торможения может определяться по известной формуле Фея и Ридделла: где - плотность газа; - коэффициент динамической вязкости; Pr - критерий Прандтля; h - энтальпия потока;
L_e - критерий Льюиса-Семенова, определяет отношение интенсивности переноса тепла в пограничном слое за счет диффузии к теплу за счет теплопроводности;
h_d - энтальпия диссоциации (средняя энергия диссоциации);
du/dy - градиент скорости по образующей (У) обтекателя.

В этой формуле индекс (s) относится к параметрам газа на внешней границе пограничного слоя, (w) к параметрам газа у стенки. Значения величин, входящих в формулу (1) определяются следующим образом:
Pr = (c_р)/; (2)
Le = [(c_рDi)/]_w; (3)

В формулах (2), (3) и (4):
С_p - теплоемкость при постоянном давлении;
- коэффициент теплопроводности;
D_i - коэффициент диффузии i-го компонента воздуха;
P - величина давления;
R_o - радиус кривизны образующей обтекателя в рассматриваемой точке.

Схема обтекания затупленного тела, поясняющая символику формулы (1) приведена на фиг. 1, а. Из формулы (1) следует, что значительное влияние на величину плотности теплового потока (q_s) оказывает градиент скорости (du/dy), который тем меньше, чем больше радиус кривизны R_o, однако, при этом будет увеличиваться толщина пограничного слоя () и разность энтальпий (h_s-h_w), которая будет пропорциональна изменению температуры (T) в направлении изменения толщины пограничного слоя (n) (фиг. 1, б). Эти рассуждения позволяют заключить, что уменьшить величину плотности теплового потока можно двумя путями, увеличивая радиус (R_o) и уменьшая толщину пограничного слоя.

Теперь рассмотрим, каким образом можно уменьшить толщину пограничного слоя, что в конечном итоге используется в заявляемом изобретении. На фиг. 2 представлена схема формирования винтового вихря в цилиндрической трубе как двухмерного течения. Рассматриваются две картины течения (фиг. 2, а) в осевой плоскости и радиальной, на которых изображены эпюры скоростей потока (u₁) и (u₂), соответственно и толщины пограничного слоя для каждого случая (1) и (2). Толщина пограничного слоя определяется скоростью потока и шероховатостью поверхности стенки. При одинаковых значениях эквивалентной скорости . Складывая эпюры (фиг. 2, а), получим пространственную эпюру скоростей (фиг. 2, б). Развертка эпюры скоростей на плоскость показывает уменьшение толщины пограничного слоя при том же значении скорости (u_s).

На фиг. 3 а,б представлены эскизы головных обтекателей с винтовыми каналами на поверхности в двух вариантах: неподвижный и вращающейся в полете поверхности. В обоих вариантах сохраняется радиус кривизны носовых частей R_o, а следовательно, и градиент средней скорости (du/dy)_s. Однако, в соответствии с выше приведенными рассуждениями, следует ожидать уменьшения толщины пограничного слоя и сложности теплового потока q_s за счет образования винтовых вихрей в межлопаточных каналах.

В варианте 2 имеет место детандерный эффект, т.е. процесс расширения потока с трансформацией кинетической энергии набегающего потока через вращение обтекателя в электрическую энергию, вырабатываемую бортовым генератором. Также будет присутствовать гироскопическая стабилизация направления полета, что повышает надежность полета при старте ракет-носителей и уменьшает время действия корректирующих двигателей, сохраняя запас топлива.

Формула изобретения

\ \\1 1. Головной обтекатель сверхзвукового летательного аппарата, перемещающегося в плотных слоях атмосферы, содержащий оболочку в форме конуса или параболоида или их комбинации, отличающийся тем, что на всей внешней поверхности размещены винтовые каналы переменного сечения, образующие винтовое оребрение оболочки. \\\2 2. Головной обтекатель по п., отличающийся тем, что он установлен с возможностью вращения вокруг продольной оси и кинематчески связан с валом бортового электрогенератора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3