ВОЗДУХОЗАБОРНИК-КРЫЛО МЕДВЕДЕВА Российский патент 1997 года по МПК B64D33/02 

Изобретение относится к авиационной технике, точнее к устройству воздухозаборников для сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА), размещаемых в ограниченных объемах транспортировочных или пусковых контейнеров и содержащих комбинированную силовую установку (СУ) из маршевого воздушно-реактивного двигателя (ВРД) и стартового ракетного двигателя на твердом топливе (РДТТ).

Известно воздухозаборное устройство (Обзор ОНТИ ЦАГИ 498, 1976 "Сверхзвуковые воздухозаборники самолетов и ракет", с.121, 153, 154, Ракета "СКОРПИОН"), содержащее воздухозаборники, выполняющие также роль крыльев.

При транспортировке в режиме РДТТ, ЛА с этим ВЗУ имеет повышенные габариты и лобовое сопротивление. Это снижает боезапас пусковой установки и требует увеличенной энергоемкости стартового РДТТ.

Открытый вход требует мероприятий по защите от посторонних предметов и помпажа воздухозаборного устройства.

Эти недостатки устранены в плоском воздухозаборнике, имеющем поворотную поверхность торможения сверхзвукового потока, с консольными боковыми щеками и снабженный сливом пограничного слоя (п.с.), расположенный в узлах стыка подвижной и неподвижной частей воздухозаборника, т. е. в узлах поворота (патент ФРГ 3423745, кл. F 02 C 7/04, 1984 ).

Однако, для некоторых конфигураций воздухозаборника, характеризующихся значительным выносом поверхности торможения над поверхностью фюзеляжа и большим углом поворота тыльной стороны поверхности торможения, на некоторых углах атаки ЛА возможен срыв потока на этой стороне поверхности торможения.

Увеличение площади входа воздухозаборного устройства с целью увеличения несущей способности противоречит требованию согласования воздухозаборного устройства с ВРД по расходу воздуха. Поэтому для обеспечения необходимой перегрузки может потребоваться установка дополнительного крыла и решение проблемы его складывания при размещении ЛА в малообъемных отсеках.

Кроме того, боковые щеки, имеющие консольную заделку на подвижной части воздухозаборника, требуют повышенной жесткости и соответственно веса для парирования высокого давления заторможенного потока.

Технический результат, полученный при использовании изобретения,заключается в упрощении конструкции, снижении веса и повышении несущей способности и коэффициента восстановления полного давления и надежности.

Технический результат достигается тем, что в известном воздухозаборнике, имеющем плоскую поворотную поверхность торможения сверхзвукового потока с консольными боковыми щеками,снабженный сливом пограничного слоя в узлах поворота, поворотная поверхность торможения выполнена в виде решетчатого крыла.

Выполнение поверхности торможения в виде решетчатого крыла позволяет увеличить несущую поверхность воздухозаборника,не нарушая его согласования с ВРД по расходу воздуха.

При этом поверхность торможения воздухозаборника снабжена дополнительными планами. Кроме того, боковые щеки поверхности торможения соединены между собой тягой, установленной в паз, расположенный под обшивкой летательного аппарата.

Кроме того, пазы служат для слива пограничного слоя.

Кроме того, воздухозаборные снабжены сливом приводом управления поворотной створкой, соединенным с тягой.

Перепуск части сверхзвукового потока в тыльную область поверхности торможения предотвращает в ней срыв потока на углах атаки. Слив пограничного слоя, осуществляемый при этом с поверхности торможения, повышает коэффициент восстановления полного давления и снижает неравномерность потока на выходе из воздухозаборника.

Дополнительные планы, не участвующие в торможении потока для ВРД и предназначенные только для создания подъемной силы, позволяют еще больше увеличить несущую поверхность конструкции воздухозаборника и отказываться от установки на ЛА отдельного крыла и механизмов его складывания.

С точки зрения строительной механики установка планов под углами, необходимыми для той или иной степени торможения сверхзвукового потока, причем увеличивающимся к корню, делает решетчатое крыло-воздухозаборник более прочным, легким и жестким.

На фиг. 1, а-г представлены различные варианты выполнения поверхности торможения, а именно в виде решетчатого крыла (а, б, г) и в виде моноплана (в); на фиг. 2 общий вид возможного варианта воздухозаборного устройства с предложенными воздухозаборниками, рассчитанными по скачкам на число М полета 2, 3, в рабочем и транспортировочным положениях.

Тонкими линиями на фиг.2 показан контур поверхности торможения исходного воздухозаборника, согласованного по расходу воздуха с ВРД, а также скачки уплотнения от поверхностей торможения на расчетном числе M полета.

Воздухозаборник включает в себя план-поверхность торможения 1 сверхзвукового потока, расположенный параллельно первой ступени поверхности торможения сверхзвукового потока исходного воздухозаборника и с передней кромкой на продолжении линии первого косого скачка исходного воздухозаборника план-поверхность торможения 2, расположенный параллельно второй ступени исходного воздухозаборника и с передней кромкой на продолжении линии скачка от второй ступени исходного воздухозаборника, поверхность торможения 3 последней ступени воздухозаборника, план 4, предназначенный для создания подъемной силы, боковые щеки 5, передняя кромка которых проходит по скачку уплотнения от первой ступени торможения, шарнир 6 со щелью слива пограничного слоя или без нее, тягу 7, соединяющую боковые щеки 5, силовой привод 8, присоединенный к тяге 7, дефлектор пограничного слоя носовой части 9 с перфорациями или щелью входа пограничного слоя, сборную камеру 10 пограничного слоя, пазы 11 для движения тяги 7 и для выпуска пограничного слоя (п.с.) горло 12 и дозвуковой канал 13. Кроме того, устройство может быть снабжено гидрозамком привода или в простейшем случае для открытого положения всех воздухозаборников механическим замком в виде защелки 14.

Воздухозаборник работает следующим образом. В сложенном положении планы-поверхности торможения перекрывают вход ВРД, а боковые щели-пазы 11. По аналогии с решетчатым крылом пространство между планами может быть заполнено для лучшего обтекания и герметизации легким пенопластом. По команде от системы управления ЛА Силовой привод 8 переводит воздухозаборник-крыло в рабочее положение. При этом происходит выталкивание скоростным напором пенопластовых вставок и запуск воздухозаборника. Открываются также пазы 11.

На планах 1 и 2 сверхзвуковой поток затормаживается до тех же значений числа М, что и на соответствующих ступенях поверхности торможения исходного воздухозаборника. При этом количество воздуха, подаваемого в ВРД, определяется струйкой, проходящей через контур, ограничивающий вход исходного воздухозаборника, а величина подъемной силы устройства силы устройства определяется разностью между давлениями на наветренной и подветренной сторонах планов и боковых щек. Боковые щеки 5 предотвращают растекание заторможенного потока, снижая сопротивление и повышая коэффициент расхода воздухозаборника. П. 6. образующийся на последней ступени 3 поверхности торможения, сливается через щель, проходящую через шарнир 6. Тяга 7 воспринимает усилия от повышенного давления заторможенного потока на внутренней стенки боковых щек 5. П.с. образующийся на внутренней поверхности боковых щек, сливается через зазоры между боковыми щеками и поверхностью неподвижной части воздухозаборника. П. С. образующийся на поверхности носовой части ЛА, отводится в стороны с помощью дефлектора 9 с перфорациями, сборной камерой 10 и пазами 11. Предварительно заторможенный на планах 1,2 и поверхности 3 сверхзвуковой поток значительно тормозится до потребных для ВГД значений в горле 12 и дозвуковом канале 13 как в обычном воздухозаборнике.

Выполнение поверхности торможения воздухозаборника в виде отдельных планов решетчатого крыла позволяет увеличить суммарную площадь несущей поверхности воздухозаборника без нарушения согласования с ВРД по расходу воздуха.

Перепуск сверхзвукового потока в тыльную часть воздухозаборника способствует увеличению угла безотрывного обтекания этой части, что снижает сопротивление на этих углах. Происходящий при этом слив п.с. с поверхности торможения мимо входа ВРД поднимает степень сжатия потока, подаваемого в ВРД и увеличивает его КПД
Установка дополнительных планов, предназначенных только для создания подъемной силы, позволяет еще более повысить несущую способность конструкции и отказаться от применения отдельного складного крыла. Это упрощает конструкцию, уменьшает вес и повышает надежность ЛА.

Планы, предназначенные для торможения сверхзвукового потока и установленные под углом, увеличивающимся к корневой части,придают соответственно увеличивающуюся к корневой части сдвиговую жесткость конструкции. Это снижает ее вес.

Тяга, установленная между боковыми щеками воздухозаборника, воспринимает усилия от повышенного давления заторможенного потока на боковые щеки, что позволяет сделать их более легкими.

Подключение силового привода к тяге, расположенной на значительном плече относительно оси вращения поверхности торможения, позволяет уменьшить мощность и вес силового привода.

Совмещение паза для движения тяги, соединяющей боковые щеки с отверстиями для выпуска пограничного слоя, позволяет закрывать эти отверстия боковыми щеками в сложенном положении воздухозаборника. Это просто предотвращает попадание в них посторонних предметов, повышая тем самым надежность конструкции.

Расположенный в сложенном положении вдоль фюзеляжа напротив входа в неработающий ВРД воздухозаборник-крыло не увеличивает поперечные габариты ЛА и защищает вход от попадания посторонних предметов и помпажных пульсаций давления в каналах воздухозаборного устройства. Это повышает надежность ЛА, возможный боезапас многопозиционной пусковой установки, а также позволяет снизить энергоемкость и вес стартового РДТТ или увеличить конечную скорость разгонного участка.

Расстояние между планами-поверхностями торможения воздухозаборника может быть сведено к нулю, а увеличение несущей способности производится только за счет установки специальных несущих планов. Это расширяет диапазон эффективного применения предлагаемого устройства на ЛА с различным специальным назначением. Несущие планы при этом могут быть рамной или сотовой конструкции.

Использование изобретения: в авиационной технике, а именно в устройствах плоских воздухозаборников для сверхзвуковых летательных аппаратов. Сущность изобретения: в плоском воздухозаборнике,содержащем поворотную поверхность торможения, последняя выполнена в виде решетчатого крыла. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Воздухозаборник-крыло, содержащий поворотную поверхность торможения сверхзвукового потока с консольными боковыми щеками и снабженный сливом пограничного слоя в узлах поворота, отличающийся там, что, с целью снижения массы, упрощения конструкции, повышения несущей способности и коэффициента восстановления полного давления и надежности, поверхность торможения выполнена в виде решетчатого крыла. 2. Воздухозаборник-крыло по п.1, отличающийся тем, что он снабжен дополнительными планами. 3. Воздухозаборник-крыло по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что боковые щеки соединены между собой тягой, установленной в паз, расположенный под обшивкой летательного аппарата. 4. Воздухозаборник-крыло по пп. 1 3, отличающийся тем, что пазы служат для слива пограничного слоя. 5. Воздухозаборник-крыло по пп. 1 4, отличающийся тем, что он снабжен силовым приводом управления поворотной створкой, соединенным с тягой.