ВОЗДУХОЗАБОРНИК Российский патент 1997 года по МПК B64D33/02 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборным устройствам, и может быть использовано на сверхзвуковых летательных аппаратах, имеющих режимы работы с близким нулю расходом воздуха по двигательному тракту.

Известна конструкция воздухозаборного устройства, имеющая убирающийся щиток, закрывающий вход на период разгона (патент США N 4307743, 137 15.1, 1981 г.).

Установкой убирающего щитка добиваются устранения опасных помпажных колебаний давления в период разгона ракеты стартовым двигателем. Однако существенного снижения лобового сопротивления при этом не ожидается.

Ближайшим аналогом является воздухозаборное устройство, содержащее поверхность торможения сверхзвукового воздушного потока, переходной и дозвуковой каналы и дефлектор пограничного слоя (Б.В. Орлов и др. Основы проектирования ракетно-прямоточных двигателей, М. Машиностроение, 1967, с.77-78).

Недостатком данного устройства является значительное сопротивление полету за счет неблагоприятных для внешнего обтекания обводов, которые имеют воздухозаборник на режимах полета с неработающими двигателями. На этих режимах в каналах воздухозаборника могут возникнуть опасные помпажные колебания давления, способные нарушить нормальную работу летательного аппарата.

Кроме того, для запуска этого воздухозаборника необходимо предварительно вывести летательный аппарат на число M полета, больше расчетного, или перерасширить горло тем больше, чем больше расчетная величина числа M, что значительно снижает коэффициент восстановления полного давления.

Целью изобретения является повышение безопасности полета на режиме с нулевым расходом воздуха, снижение лобового сопротивления летательного аппарата и обеспечение запуска воздухозаборника путем изменения величины относительно площади переходного канала.

Цель достигается тем, что поверхность торможения выполнена поворотной. Кроме того, щель слива пограничного слоя выполнена в плоскости, проходящей через узлы поворота поверхности торможения.

На фиг.1 изображена схема воздухозаборника на разгонном участке полета; на фиг. 2 то же, с поверхностью торможения в рабочем положении; на фиг.3 то же, с поверхностью торможения в промежуточном положении.

Воздухозаборник содержит поворотную поверхность торможения 1, имеющую ось вращения 2 и канал слива пограничного слоя 3, перфорированный дефлектор пограничного слоя, нарастающего на фюзеляже перед входом воздухозаборника 4, механизм удержания поверхности торможения в закрытом положении 5, механизм удержания поверхности торможения в рабочем положении 6.

Воздухозаборник работает следующим образом. На разгонном участке полета, когда двигатель отключен, поверхность торможения 1 находится в закрытом положении, перекрывая собою вход воздухозаборника, и удерживается механизмом 5. После окончания разгонного участка на механизм 5 подается команда на открытие. Под действием скоростного напора воздуха поворотная поверхность торможения опрокидывается в рабочее положение и стопорится в нем механизмом удержания 6. Пограничный слой, нарастающий на поверхности торможения 1, отсасывается перед горлом через канал 3 и сливается в донную область воздухозаборника. Пограничный слой, нарастающий на фюзеляже летательного аппарата перед входом воздухозаборника, отводится в стороны с помощью дефлектора пограничного слоя 4. В случае, если воздух заборника используется для выталкивания отработанного стартового двигателя из камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, предусмотрено стопорение поворотной части в промежуточном положении, соответствующем относительной площади горла, потребной для запуска заборника, на время выхода стартового двигателя.

Возможность перекрывать вход воздухозаборника на режиме полета с нулевым расходом воздуха по двигательному тракту позволяет исключить опасность помпажа, заборника и снизить вследствие этого требование к его прочности и уменьшить вес.

Уменьшение миделя летательного аппарата в сочетании с улучшенными обводами поверхности в районе воздухозаборников на разгонном участке способствует снижению лобового сопротивления летательного аппарата на этом участке. Это в свою очередь позволяет уменьшить суммарный импульс стартового двигателя путем снижения его веса.

Устройства канала слива пограничного слоя, нарастающего на поверхности торможения, в месте оси поворота этой поверхности позволяет не делать специального уплотнения места сочленения.

Использование: на сверхзвуковых летательных аппаратах, имеющих режим работы с близким нулю расходом воздуха по двигательному тракту (режим f=0). Сущность изобретения: поверхность торможения сверхзвукового воздушного потока воздухозаборника выполнена поворотной, а щель слива пограничного слоя выполнена в плоскости, проходящей через узлы поворота поверхности торможения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Воздухозаборник, содержащий поверхность торможения сверхзвукового воздушного потока, переходный и дозвуковой каналы и дефлектор пограничного слоя, щель слива пограничного слоя, отличающийся тем, что, с целью повышения безопасности полета на режиме с нулевым расходом воздуха, снижения лобового сопротивления летательного аппарата и обеспечения запуска воздухозаборника путем изменения величины относительной площади переходного канала, поверхность торможения выполнена поворотной. 2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что щель слива пограничного слоя выполнена в плоскости, проходящей через узлы поворота поверхности торможения.