САМОНАСТРАИВАЮЩИЙСЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИК Российский патент 2001 года по МПК B64D33/02 F02C7/42 F02C7/57 

Изобретение относится к авиационной технике, точнее к устройству воздухозаборников, предназначенных для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с расширенным диапазоном скоростей полета.

Известен воздухозаборник, содержащий плоскую поверхность торможения сверхзвукового потока, прилегающую через дефлектор пограничного слоя к поверхности фюзеляжа, как, например, на самолете российского производства СУ-27 (1). Расчетный режим такого воздухозаборника характерен тем, что скачки уплотнения сверхзвукового потока попадают на переднюю кромку обечайки; коэффициент расхода воздуха примерно равен единице, сопротивление минимально. При числе M набегающего потока меньше расчетного, наклон скачков уплотнения уменьшается и часть потока проходит в свободное пространство; захватываемая струйка воздуха имеет площадь сечения меньше площади входа, сопротивление воздухозаборника повышено. При числе M набегающего потока больше расчетного в нерегулируемом воздухозаборнике скачки уплотнения проходят внутрь, площадь заторможенной струйки оказывается меньше площади входа и в заборник попадает часть незаторможенного потока, тем большая, чем больше скорость потока превышает расчетную. Соответственно снижается и коэффициент восстановления полного давления воздухозаборника. Вследствие того, что оптимальная степень сжатия (так называемого внешнего сжатия) потока перед входом, начинающимся за передней кромкой обечайки, определяется в результате сопоставления выигрыша, получаемого за счет увеличения коэффициента восстановления, и проигрыша, обусловленного возрастанием волнового сопротивления обечайки, контур которой совпадает с поверхностью тока внутреннего поля, такие воздухозаборники применяют до чисел M = 2,2...2,5. Для более высоких чисел M прибегают к смешанному (внешнее + внутреннее) сжатию. Но, так как максимальная степень внутреннего сжатия, то есть, относительное сужение канала, определяется условием запуска воздухозаборника при минимальном числе M из диапазона эксплуатационных режимов, она также невелика и для ее увеличения прибегают к, сложному конструктивно, принудительному регулированию воздухозаборника.

Известный боковой воздухозаборник, выбранный в качестве прототипа (2), содержит сверхзвуковую поверхность торможения, вынесенную в невозмущенный набегающий поток без пограничного слоя и поворачивающую его в сторону фюзеляжа, что позволяет сделать его более коротким и легким. Обечайка воздухозаборника расположена за дефлектором пограничного слоя фюзеляжа, что снимает упомянутые ограничения, связанные с возрастанием на ней волнового сопротивления. Выполненный складным, такой воздухозаборник позволяет вместе с решением посторонней задачи уменьшения габаритов силовой установки в транспортном положении, увеличить степень внутреннего сжатия, запуская воздухозаборник во время его открывания.

Однако недостатком воздухозаборника этого типа, снижающим эффективность и надежность его применения, особенно на режимах с числами M меньше расчетных, является их небольшой диапазон, также пониженные характеристики на нерасчетных режимах и отсутствие автозапуска при случайном срыве течения на минимальных числах M. Повторный запуск требует установки следящей системы с силовым приводом поверхности торможения, которая, как и любая сложная система, имеет пониженную надежность и ненулевое время срабатывания.

Технической целью изобретения является повышение эффективности и надежности работы воздухозаборника в расширенном диапазоне сверхзвуковых скоростей полета путем повышения коэффициентов расхода и восстановления полного давления и снижения лобового сопротивления и обеспечения автозапуска также и при случайных срывах течения во всем диапазоне эксплуатационных чисел M.

Указанная цель достигается тем, что в конструкцию сверхзвукового воздухозаборника, содержащую поверхность (панель) торможения сверхзвукового потока, возможно выполненную поворотной, дефлектор пограничного слоя, горло и дозвуковой канал, введен, по крайней мере, один дополнительный канал воздушного потока, а на его входе установлена дополнительная поверхность (панель) торможения сверхзвукового потока, выполненная поворотной вокруг впередилежащей по потоку оси вращения, расположенной на дальней от центра поперечного сечения воздухозаборника стороне канала. При минимальном числе M из диапазона эксплуатационных режимов дополнительная панель под действием повышенного давления попадающего на нее повернутого на противоположной панели потока находится в опущенном положении, открывая вход в дополнительный канал и расширяя таким образом горло воздухозаборника до величины, соответствующей меньшему значению числа M. По мере разгона летательного аппарата скачки уплотнения увеличивают свой наклон и сходят с дополнительной поверхности торможения, освобождая ее от повышенного давления с наружной стороны. (Над ней образуется зона расширяющегося сверхзвукового течения Прандтля-Майера с понижением статического давления). При этом дополнительная панель под действием возможно установленной пружины и повышенного давления, передаваемого через развивающийся в отрыв пограничный слой, и/или, возможно, специально для этого сделанный канал из зоны повышенного давления дозвукового канала (при соответствующем противодавлении, задаваемом дросселированием воздухозаборника) занимает, по выбору проектировщика, либо положение вдоль линий тока, либо клина, тормозящего невозмущенный набегающий поток. При этом она перекрывает вход в дополнительный канал для незаторможенного потока, уменьшая таким образом горло до величины, соответствующей большему значению числа M, и работая как клапан обратного давления, предотвращающий вытекание воздуха из зоны повышенного давления. На выходе дополнительного канала в дозвуковой зоне может быть установлен дополнительный клапан обратного давления, улучшающий аэродинамику дозвукового канала, в виде другой поворотной панели, имеющей сквозные щели для передачи повышенного давления к первой панели и слива пограничного слоя. При более широком диапазоне чисел M полета дополнительных каналов может быть несколько, нужно только следить за тем, чтобы площадь горла для меньших чисел M обеспечивала запуск. Дополнительная панель торможения может закрывать вход в дополнительный канал негерметично таким образом, что щели образуют сопло для вдува воздуха в пограничный слой, чтобы реализовать известный способ управления пограничным слоем.

Таким образом, эффективность воздухозаборника увеличивается как за счет увеличения степени внутреннего сжатия и соответственно коэффициента восстановления полного давления, так и благодаря тому, что "расчетным" для него становится не одно единственное число M, выбираемое обычно в середине эксплуатационного диапазона, а их набор, начинающийся с минимального, вследствие чего захватываемая струйка воздуха всегда имеет в этом диапазоне площадь, равную площади входа, и, следовательно, не имеет расходного сопротивления. Надежность воздухозаборника повышается за счет того, что при случайном повышении противодавления за горлом, вызывающем срыв течения с выталкиванием прямого скачка за плоскость входа, поворотная дополнительная поверхность торможения и дополнительный клапан обратного давления, если он установлен, оказавшись в однородном дозвуковом потоке, начинают работать как флюгарки, полностью открывая дополнительный канал и подготавливая горло для обеспечения повторного запуска воздухозаборника при снятии завышенного противодавления. Это позволяет снизить противопомпажный запас и безопасно работать в более высокой точке дроссельной характеристики воздухозаборника.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявляемое устройство отличается тем, что имеет хотя бы один дополнительный канал со своей поворотной поверхностью торможения на входе и, возможно, клапан обратного давления на выходе, автоматически адаптирующими конфигурацию проточного канала воздухозаборника к текущему числу M полета и величине противодавления в дозвуковом канале, что позволяет сделать вывод о соответствии заявляемого технического решения задачи торможения сверхзвукового воздушного потока с наименьшими потерями полного давления, расхода и внешнего сопротивления в широком диапазоне сверхзвуковых чисел M критерию "новизна".

Решение этой задачи "в лоб" с помощью аналогичных воздухозаборников путем принудительного регулирования (в составе системы автоматического регулирования двигателя) панелей основной поверхности торможения конструктивно существенно сложнее, более материалоемко и обладает меньшим быстродействием по сравнению с заявляемым, что говорит о неочевидности найденного решения и позволяет сделать вывод о его соответствии критерию "изобретательский уровень".

"Применимость" изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид его возможной компоновки на летательном аппарате, на фиг. 2 изображен воздухозаборник со скачками уплотнения и положением панелей в режиме полета с числом M = 2 и согласованием с двигательной установкой в точке дроссельной характеристики, соответствующей максимальному значению коэффициентов восстановления и расхода (штрихпунктирная линия показывает вариант исполнения основной поверхности торможения в сложенном положении, как у воздухозаборника, выбранного в качестве прототипа. Его свойство запускать воздухозаборник при открывании может быть полезно при загромождении проходного сечения перегородками дополнительных каналов), на фиг. 3 - то же самое в режиме полета с числом M = 3, а на фиг. 4 - для режима M = 4. На фиг. 4, кроме того, показан возможный канал для передачи повышенного давления из дозвуковой зоны к впередилежащей сверхзвуковой поворотной панели. На фиг. 5 и 6 показаны сечения, поясняющие конструкцию дополнительных поворотных панелей торможения со щелями вдува в пограничный слой и дозвуковых клапанов обратного давления - поворотных панелей со щелями для передачи повышенного давления к впередилежащей панели и слива пограничного слоя. На фиг. 7 показан самонастраивающийся воздухозаборник с расположением дополнительных каналов по обе стороны от центра его поперечного сечения.

Самонастраивающийся воздухозаборник содержит поверхность торможения (1), возможно выполненную поворотной вокруг оси вращения (2) и со щелями слива пограничного слоя (3), проходящими в узлах поворота, дефлектор пограничного слоя носовой части (4), первую дополнительную поверхность (панель) торможения (5) с осью вращения и пружиной на ней (6), установленную на входе в первый дополнительный канал (7), вторую дополнительную поворотную поверхность (панель) торможения (8) с осью вращения и пружиной (9), установленную на входе во второй дополнительный канал (10), дополнительные клапаны обратного давления дозвуковой части (11) и (12) со своими осями вращения (13) и (14) и щелями (15) и (16), щели вдува в пограничный слой (17) и (18). Для настройки в более широком диапазоне чисел M воздухозаборник может содержать еще и дополнительный канал (19). Он расположен по другую сторону его поперечного сечения со своей поворотной панелью торможения сверхзвукового потока (20), поворотной панелью в дозвуковой части (21) и, возможно, специальным каналом (22) для подвода к поворотной панели на входе повышенного давления из дозвуковой зоны потока. Панель (20) в открытом положении прилегает к поверхности расширяющегося канала. Щели для отбора воздуха повышенного давления располагаются в дальней, по отношению к расположению этих щелей в двух первых дополнительных каналах, более широкой зоне дозвукового канала.

Самонастраивающийся воздухозаборник работает следующим образом.

На дозвуковом режиме полета самолета (фиг. 1) все поворотные панели (5), (8), (11), (12), (20) и (21) находятся в однородном потоке и работают как флюгарки, занимая положение, показанное на фиг. 2 (кроме панелей (20) и (21), которые на фиг. 7 изображены в положении, соответствующем максимальной скорости сверхзвукового потока и максимальной степени дросселирования воздухозаборника). Перегородки дополнительных каналов служат в качестве лопаток направляющего аппарата для поворачивающего в сторону двигателя потока. Для воздухозаборника первой схемы эта конфигурация сохраняется до тех пор, пока летательный аппарат не выйдет на сверхзвуковой режим, при котором скачки уплотнения, являющиеся границами зон повышенного давления, увеличивая свой наклон с ростом числа M, не сойдут с первой дополнительной панели торможения. В этом случае под действием пружины и повышенного статического давления, передаваемого через канал (22), если он будет выполнен, через пограничный слой и срыв течения за уступом от лежащей панели из зоны заторможенного дозвукового потока, первая дополнительная панель торможения (5) занимает положение, показанное на фиг. 3, перекрывая вход в первый дополнительный канал (7). При этом, находясь на границе зон с разными давлениями, клапан обратного давления (11) опускается в нижнее положение, образуя аэродинамически выгодную форму дозвуковой части основного канала воздухозаборника. Щели (16) служат для передачи повышенного давления на тыльную сторону первой панели торможения и подпитки щели (17) вдува воздуха в пограничный слой, а также слива пограничного слоя, нарастающего на впередилежащей внешней поверхности. Их размер определяется расходом воздуха через щели (17). Поскольку на тыльную сторону поворотной панели торможения (5) действует давление заторможенного до дозвукового значения потока, а на внешнюю - максимум, статическое давление сверхзвукового потока за косым скачком, которое значительно меньше, эта панель надежно удерживается в верхнем положении. При дальнейшем росте скорости полета скачки уплотнения от основной поверхности торможения сходят и со второй дополнительной панели торможения (8) и процесс настройки воздухозаборника на большее число M продолжается с помощью второго дополнительного канала (фиг. 4). Для другой схемы воздухозаборника процесс настройки на сверхзвуковой режим также начинается с того, что при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой в расширяющейся входной части канала воздухозаборника, уменьшается статическое давление. Аналогично тому, как в процессе схода скачков уплотнения с первой дополнительной панели (5) при увеличении числа M на ее внешней части уменьшается давление. Это способствует тому, что панель (20) так же, как и панель (5), переводится в другое положение, закрывая вход в свой дополнительный канал и занимая положение клина, тормозящего невозмущенный набегающий поток, который она направляет на поворотную панель противоположного дополнительного канала. Далее процесс настройки происходит аналогично описанному выше. Эта панель раньше других опрокидывается на разгоне и прочнее удерживается в опрокинутом положении на режимах с большими числами M и высокой степенью дросселирования воздухозаборника, так как запитывается из более дальней и широкой зоны дозвукового канала, в которой реализуется наибольшее статическое давление. При снятии противодавления, например, при переходе в режим пассивного полета, когда замыкающий скачок уплотнения уходит вниз по потоку за район расположения щелей (15) и (16), панели (5), (8) и клапаны (11), (12), оказавшись примерно в однородном потоке, занимают положение флюгарок, такое же, как на фиг. 2.

При случайном повышении противодавления, вызывающем выталкивание прямого скачка за вход воздухозаборника навстречу потоку, все поворотные панели также оказываются в однородном, на этот раз дозвуковом потоке и опять занимают положение флюгарок, подготавливая горло к запуску воздухозаборника при снятии несанкционированного повышения противодавления.

Предлагаемое техническое решение позволяет ввести в практику использования в самом широком диапазоне скоростей воздушного потока воздухозаборник внутреннего сжатия, обладающий известными преимуществами в восстановлении полного давления (см. (3)). При этом его свойство самонастройки на текущее число M и величину противодавления за горлом позволяет упростить систему управления двигателем, повысив ее быстродействие и надежность. Увеличение коэффициента восстановления полного давления на больших скоростях позволяет также выполнить воздухозаборник с меньшей площадью входа, что положительно повлияет на снижение объема, веса и сопротивление летательного аппарата.

Источники информации
1. Техническая информация ЦАГИ "Новости зарубежной науки и техники", выпуск 2-3, 1994.

2. Патент РФ N 2078717, заявка N 3080343, МПК B 64 D 33/02, 1983 г.

3. Аллен Дж. и др. "Аэродинамика ракет", под ред. М.Хемша, кн. 1, гл. 4, М., Мир, 1989.

Изобретение относится к воздухозаборникам для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с расширенным диапазоном скоростей полета. Сверхзвуковой воздухозаборник содержит дополнительный канал, имеющий вход в сверхзвуковой зоне, а выход - в дозвуковой зоне. Дополнительный канал содержит поворотную панель с впередилежащей по потоку осью вращения. Поворотная панель установлена на дальней от центра поперечного сечения воздухозаборника стороне. Такое выполнение изобретения позволит производить самонастройку проточной части на текущую скорость набегающего потока и величину противодавления. 3 з.п.ф-лы, 7 ил.

1. Сверхзвуковой воздухозаборник, отличающийся тем, что, с целью самонастройки проточной части на текущую скорость набегающего потока и величину противодавления, содержит, по крайней мере, один дополнительный канал, имеющий вход в сверхзвуковой зоне, содержащий поворотную панель с впередилежащей по потоку осью вращения, установленной на дальней от центра поперечного сечения воздухозаборника стороне, а выход - в дозвуковой зоне. 2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что в конфигурации с положением поворотной панели, перекрывающей вход в дополнительный канал, имеется негерметичность в виде щели, образующей сопло для вдува воздуха в пограничный слой. 3. Воздухозаборник по п.1 или 2, отличающийся тем, что на выходе дополнительного канала имеется другая поворотная панель с впередилежащей по потоку осью вращения, установленной на ближней к центру поперечного сечения воздухозаборника стороне, которая для слива пограничного слоя и передачи повышенного давления к поворотной панели, расположенной на входе, имеет сквозные отверстия. 4. Воздухозаборник по любому из пп.1 - 3, отличающийся тем, что, с целью передачи повышенного давления к поворотной панели, расположенной на входе, имеет специальный канал, вход которого расположен в дозвуковой зоне.