ВОЗДУХОЗАБОРНИК С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (ВАРИАНТЫ) Российский патент 2009 года по МПК B64D33/02 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкциям воздухозаборников высокоскоростных летательных аппаратов. Целью изобретения является улучшение характеристик, упрощение конструкции, уменьшение веса и повышение надежности работы воздухозаборника в составе силовой установки летательного аппарата.

Проблема создания эффективной силовой установки для приведения в движение летательного аппарата неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых скоростях. Для этого необходимо обеспечить минимальные потери полного давления по тракту воздухозаборника, максимальную равномерность потока перед двигателем во всем диапазоне скоростей и уменьшить сопротивление воздухозаборника и дозвукового диффузора при их размещении на летательном аппарате. Воздухозаборник на сверхзвуковых летательных аппаратах часто размещают на фюзеляже или под крылом летательного аппарата. При высоких скоростях полета на поверхностях летательного аппарата перед воздухозаборником накапливается низкоэнергетический пограничный слой, проникающий в воздухозаборник и ухудшающий эффективность торможения потока и вызывающий, в итоге, уменьшение эффективной тяги двигателя. Для борьбы с этим явлением применяют системы управления пограничным слоем, в состав которых обычно входят системы отсасывания или слива пограничного слоя.

Известен "Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя", который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена перфорацией. Описанный воздухозаборник раскрыт в патенте РФ №2051074 от 21.09.1992 г.

Недостатком данного технического решения является то, что при больших скоростях плоская конструкция воздухозаборника не позволяет в полной мере уменьшить его эффективное сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу силовой установки.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является "Конфигурация наплыва и способ отклонения пограничного слоя", раскрытые в патенте США 5749542, кл. B64D 33/02 от 28.05.1996 г., где описан сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, образованный обечайкой, передние кромки которой образуют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборника. Воздухозаборник имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника. Наличие наплыва позволяет одновременно отклонить пограничный слой и исключить его попадание в канал воздухозаборника и увеличить за счет этого эффективную тягу.

Основным недостатком данного технического решения является то, что в конструкции данного воздухозаборника отсутствует система управления пограничным слоем и геометрия его является нерегулируемой. Поэтому не достигается уменьшение сопротивления воздухозаборника и эффективная тяга находится на недостаточном уровне.

Технической задачей заявляемого технического решения является обеспечение эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей с минимальным регулированием его геометрических размеров.

Поставленная задача решается повышением коэффициента полного давления, уменьшением сопротивления воздухозаборника и увеличением равномерности поля параметров в выходном сечении диффузора.

Технический результат достигается тем, что в заявляемом воздухозаборнике с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата 1, который содержит на фиг.1, 2, 3 и 4 пространственный клин 2, выполненный с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6, боковые стенки 5, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, систему слива пограничного слоя 9, горло воздухозаборника 7 и дозвуковой диффузор 8, причем согласно изобретению пространственный клин 2 выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке 1 корпуса летательного аппарата, и имеет передние стреловидные кромки 12 для образования поперечного градиента давления, при этом угол стреловидности χ₁ передней кромки 12 в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина 2 в вертикальной плоскости составляет 5-15°; передняя кромка 3 обечайки 6 выполнена стреловидной, а внутренняя поверхность обечайки 6 выполнена из примыкающих друг к другу плоских поверхностей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки 5 выполнены со стреловидными кромками 4, начинающимися с сечения канала, где ширина обечайки достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, причем угол стреловидности χ₂ передних кромок боковых стенок 4 находится в пределах 40-60° и сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника XOY, система слива пограничного слоя 9, расположенная за пространственным клином 2 перед сечением горла 7, включает отверстие, выполненное в виде щели 10 или перфорации для слива пограничного слоя, коллектор 13 и магистраль 14 для удаления пограничного слоя наружу; канал за горлом 7 воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходящий в дозвуковой криволинейный диффузор 8 с круговым сечением на выходе 15, которое смещено по длине диффузора в сторону, противоположную обечайке 6 на величину диаметра выходного сечения диффузора 15; на стенке обечайки 6 воздухозаборника, состоящей из конфузорной поверхности торможения и вращающихся панелей 17, являющихся продолжением обечайки, установлены шарниры 16, обеспечивающие вращение панелей 17 в вертикальной плоскости и герметичность канала воздухозаборника.

В заявляемом воздухозаборнике с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата 1 (вариант), который содержит на фиг.1, 5, 6 пространственный клин 2 выполненный с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6, боковые стенки 5, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, систему слива пограничного слоя 9, горло воздухозаборника 7 и дозвуковой диффузор 8, согласно изобретению пространственный клин 2 выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке 1 корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки 12 для образования поперечного градиента давления, при этом угол стреловидности χ₁ передней кромки 12 в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина 2 в вертикальной плоскости составляет 5-15°; передняя кромка 3 обечайки 6 выполнена стреловидной, а внутренняя поверхность обечайки 6 выполнена из примыкающих друг к другу плоских поверхностей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки 5 выполнены со стреловидными кромками 4, начинающимися с сечения канала, где ширина обечайки достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, причем угол стреловидности χ₂ передних кромок боковых стенок 4 находится в пределах 40-60° и сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника XOY, система слива пограничного слоя 9, расположенная за пространственным клином 2 перед сечением горла 7, включает отверстие, выполненное в виде щели 10 или перфорации для слива пограничного слоя, коллектор 13 и магистраль 14 для удаления пограничного слоя наружу, канал за горлом 7 воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока.

На фиг.1 схематично показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, установленный на летательном аппарате и содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор.

На фиг.2 схематично показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, выполненный криволинейным.

На фиг.3 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, фиг.2, с криволинейным дозвуковым диффузором, вид сверху.

На фиг.4 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, фиг.2, с криволинейным дозвуковым диффузором при виде спереди.

На фиг.5 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с его осью, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока.

На фиг.6 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), фиг.5, и расширяющимся коническим дозвуковым диффузором, вид сверху.

Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, показанный на фиг.1, 2 и 3, содержит пространственный клин 2, установленный на поверхности летательного аппарата 1, с углом β в плоскости XOY и стреловидными передними кромками 12 с углами стреловидности χ₁, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6 со стреловидными передними кромками 3 с углами стреловидности χ₁ и радиусом R передней кромки в плоскости, параллельной плоскости XOZ в плане в критической точке К, боковые стенки 5 воздухозаборника со стреловидными передними кромками 4 и углами χ₂, систему слива пограничного слоя 9, расположенную за пространственным клином 2 перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина 2 воздухозаборника и дозвуковой криволинейный расширяющийся диффузор 8, фиг.2, фиг.3, или дозвуковой конический расширяющийся диффузор 8, фиг.5, 6. В процессе торможения набегающего потока образуются косые скачки уплотнения 11 на пространственном клине 2 и обечайке 6, а образующийся на пространственном клине пограничный слой удаляется через щель 10 или перфорацию системы слива 9 в канале горла 7 воздухозаборника. На обечайке 6 воздухозаборника, на фиг.2, установлены шарниры 16 для изменения площади канала и обеспечения герметичности канала в сечении горла путем вращения панелей 17.

Заявляемый воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты) работает следующим образом.

Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения, инициируемых пространственным клином 2, пересекающихся в плоскости симметрии и взаимодействующих между собой, формируя течение, близкое к коническому. Образующийся суммарный скачок уплотнения проходит вблизи передней кромки 3 обечайки 6, форма которой и радиус R передней ее кромки в плоскости, параллельной плоскости XOZ, выбираются с учетом конфигурации суммарного скачка уплотнения, образующегося на расчетном числе Маха воздухозаборника. При торможении потока на пространственном клине 2 возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Z действуют на пограничный слой, образовавшийся на корпусе 1 летательного аппарата и пространственном клине 2, и уменьшают его толщину путем слива в стороны. Течение на клине 2 является пространственным и поэтому обтекание боковых стенок 5, внутренняя поверхность которых параллельна плоскости XOY, реализуется также с образованием скачков уплотнения 11 в канале воздухозаборника. Дальнейшее торможение сверхзвукового потока осуществляется в косых скачках уплотнения 11, образующихся на конфузорной поверхности обечайки 6 и при обтекании боковых стенок 5 воздухозаборника, образующих окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, а также в замыкающем скачке уплотнения, близком по интенсивности к прямому скачку, располагающемуся вблизи сечения горла 7 воздухозаборника. Благодаря отсутствию боковых стенок на длине пространственного клина 2 и наличию боковых стенок 5 канала воздухозаборника с кромками обратной стреловидности 4, отстоящими от сечения входа в воздухозаборник, обеспечивается необходимый перепуск воздуха перед воздухозаборником наружу на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск, при расчетном числе Маха и при скоростях полета, меньших расчетной. Дополнительным средством, облегчающим запуск воздухозаборника и оптимизирующим режим его работы, является регулирование площади горла 7 воздухозаборника путем вращения панелей 17, установленных на шарнирах 16. Перед сечением горла 7 воздухозаборника располагаются отверстия 10, выполненные в виде перфорации или щелей, системы 9 слива пограничного слоя. Система слива 9 позволяет не только удалить пограничный слой и предотвратить его отрыв, вызванный скачками уплотнения, отраженными от обечайки 6, но и перепустить часть расхода воздуха на режимах с дросселированием и тем самым повысить диапазон устойчивой работы воздухозаборника в составе силовой установки с двигателем летательного аппарата и увеличить эффективность процесса торможения набегающего потока. Окончательное торможение воздушного потока и формирование поля параметров течения, требуемое для согласования с воздушно-реактивным двигателем, осуществляется в дозвуковом диффузоре 8.

С целью уменьшения распространения шума из компрессора двигателя дозвуковой диффузор 8 выполнен криволинейным, фиг.2, таким образом, что его выходное сечение 15 или вход в двигатель выполнен ниже пространственного клина 2 на величину диаметра входа в двигатель, т.е. чтобы двигатель располагался в корпусе летательного аппарата. Контур криволинейного дозвукового диффузора 8 рассчитывается из условия безотрывного течения в диффузоре минимальной длины.

Для упрощения конструкции и уменьшения веса воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), фиг.5, дозвуковой диффузор 8 выполнен конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока. Такая конструкция воздухозаборника с дозвуковым диффузором 8 расширяющейся конической формы обеспечивает высокую технологичность и также обеспечивает уменьшение распространения шума из компрессора двигателя.

Расчетные исследования течения и характеристик воздухозаборника с дозвуковым криволинейным диффузором на режимах без дросселирования и с дросселированием течения в выходном сечении, выполненные с помощью программного комплекса, основанного на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, показали эффективность и правильность предложенных конструктивных решений. Значения коэффициента восстановления полного давления σ составляют 0.88-0.9 при расходе сливаемого воздуха в пределах 1.5-2.5% от суммарного расхода (смотри тезисы доклада В.А.Виноградова, В.А.Степанова "Схема и характеристики воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета", представленные на 44-ую международную конференцию по силовым установкам, проводимую в г.Хартфорд, США, 2007 г.).

Таким образом, предложенный воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата обеспечивает эффективное торможение набегающего воздушного потока и уменьшение его сопротивления с минимальным механическим регулированием его конструкции и сливом пограничного слоя на рабочих режимах и режиме запуска и равномерный профиль параметров потока в выходном сечении дозвукового диффузора, выполненного либо криволинейной формы, либо расширяющейся конической формы.

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции воздухозаборника высокоскоростных летательных аппаратов. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин, обечайку с криволинейной передней кромкой и конфузорной поверхностью торможения, боковые стенки, систему слива пограничного слоя в горле воздухозаборника через щель или перфорацию и криволинейный дозвуковой диффузор. Канал за горлом воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением на выходе. На обечайке воздухозаборника, состоящей из конфузорной поверхности торможения и вращающихся панелей, являющихся продолжением обечайки, установлены шарниры, обеспечивающие вращение панелей в вертикальной плоскости и герметичность канала воздухозаборника. Канал за горлом воздухозаборника по второму варианту выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока. Достигается обеспечение эффективного торможения воздушного потока на уровне существующих стандартов и равномерное распределение параметров потока в выходном сечении диффузора. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

1. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что пространственный клин выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки для образования поперечного градиента давления, при этом угол χ₁ стреловидности передней кромки в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина в вертикальной плоскости составляет 5-15°, передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом χ₁ стреловидности, а внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от обечайки, где ее ширина достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, и продолжающимися до пространственного клина, причем угол χ₂ стреловидности передних кромок боковых стенок находится в пределах 40-60°, а сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника; система слива пограничного слоя расположена за пространственным клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина, и включает отверстие, коллектор и магистраль для удаления пограничного слоя наружу, причем отверстие для слива пограничного слоя выполнено в виде перфорации или щелей, канал за горлом воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением на выходе, которое смещено по длине диффузора в сторону, противоположную обечайке, на величину диаметра выходного сечения криволинейного диффузора; на обечайке воздухозаборника, состоящей из конфузорной поверхности торможения и вращающихся панелей, являющихся продолжением обечайки, установлены шарниры, обеспечивающие вращение панелей в вертикальной плоскости и герметичность канала воздухозаборника.

2. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что пространственный клин выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки для образования поперечного градиента давления, при этом угол χ₁ стреловидности передней кромки в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина в вертикальной плоскости составляет 5-15°, передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом χ₁ стреловидности, а внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от обечайки, где ее ширина достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, и продолжающимися до пространственного клина, причем угол χ₂ стреловидности передних кромок боковых стенок находится в пределах 40-60°, а сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника; система слива пограничного слоя, расположена за пространственным клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина и включает отверстие, коллектор и магистраль для удаления пограничного слоя наружу, причем отверстие для слива пограничного слоя выполнено в виде перфорации или щелей, канал за горлом воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока.