Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник Российский патент 2022 года по МПК F02C7/04 B64D33/02 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Преимущественной областью применения изобретения для силовых установок являются ЛА с максимальным числом Маха не более 2-х, а для систем ЛА - с числом Маха не более 3-х.

Создание малозаметного в радиолокационном-диапазоне (РЛ) летательного аппарата (ЛА) подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА. Для достижения желаемого результата все кромки воздухозаборника должны иметь стреловидность, лежать в одной плоскости и быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не должно быть щели для слива пограничного слоя. Создание такого нерегулируемого воздухозаборника, обладающего устойчивой работой и необходимыми внутренними характеристиками во всем диапазоне чисел Маха применения сверхзвукового самолета, является нетривиальной задачей.

Известен воздухозаборник с плоскостью входа, перпендикулярной набегающему потоку, у которого отсутствует тело для торможения потока в косых скачках уплотнения. Торможение в таком воздухозаборнике на сверхзвуковых скоростях полета осуществляется в прямом скачке уплотнения, расположенном перед входом в воздухозаборник (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателей, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259). Недостатком такого воздухозаборника является неприемлемое ухудшение его внутренних характеристик при увеличении числа М>1.5, а также отсутствие стреловидности у кромок входа воздухозаборника, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.

Известен также плоский (двухмерный) воздухозаборник внешнего сжатия, в котором поток тормозится в серии косых скачков уплотнения и замыкающем прямом скачке уплотнения. В этом случае в качестве тела торможения применяется многоступенчатый клин, а косые скачки уплотнения фокусируются вблизи обечайки (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателе, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259).

К недостаткам этого воздухозаборника можно отнести отсутствие стреловидности у кромки клина торможения и обечайки, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.

При размещении указанных воздухозаборников на поверхности летательного аппарата их общим недостатком является необходимость применения щели слива между воздухозаборником и поверхностью летательного аппарата для исключения попадания пограничного слоя с упомянутой поверхности в воздухозаборник. Отсутствие щели слива в данном случае приводит к ухудшению внутренних характеристик воздухозаборника, а ее наличие - к повышению РЛ-заметности летательного аппарата.

Из уровня техники также известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник (US 5749542 А, 12.05.1998), размещенный сбоку от фюзеляжа или под крылом ЛА, состоящий из обечайки, кромки которой образуют вход в канал и имеют стреловидность, горла и дозвукового диффузора. Вход выполнен на виде спереди непрямоугольным и расположен непосредственно на поверхности ЛА. Воздухозаборник перед входом имеет тело торможения сложной формы, которая позволяет отклонить пограничный слой и исключить его попадание в канал воздухозаборника.

Данный воздухозаборник был взят в качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению.

Недостатком наиболее близкого аналога является наличие тела торможения, расположенного перед воздухозаборником, что приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА и усложняет формообразование его поверхности.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом заявленного изобретения является:

- обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины;

- обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0;

- снижение РЛ-заметности ЛА.

Снижение РЛ-заметности ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА.

Наличие тела торможения перед входом в воздухозаборник, как в наиболее близком аналоге, приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА. В заявленном изобретении за счет конструкции воздухозаборника отпала необходимость использования тела торможения, обеспечивающего торможение воздуха в скачках уплотнения.

В заявленном воздухозаборнике все кромки обечайки имеют стреловидность, лежат в одной плоскости и могут быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.

Заявленный технический результат достигается сверхзвуковым нерегулируемым воздухозаборником, содержащим входную часть, расположенную непосредственно на поверхности ЛА, горло и дозвуковой диффузор. Входная часть образована обечайкой и поверхностью ЛА. Обечайка включает в себя кромки, которые совместно с поверхностью ЛА образуют непосредственно вход воздухозаборника. Кромки имеют стреловидность и лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности ЛА. На виде спереди вход воздухозаборника имеет непрямоугольную форму и выполнен площадью, позволяющей иметь на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы с перепуском во внешний поток воздуха из пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, в окрестности одной из двух или обоих точек сочленения кромок обечайки воздухозаборника и поверхности ЛА, при этом на сверхзвуковых режимах полета перепуск воздуха осуществляется через отрыв потока с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника на виде спереди.

Воздухозаборник может быть снабжен по меньшей мере одной перегородкой на входе для образования каналов различных потребителей воздуха (системы кондиционирования воздуха, системы охлаждения и др.).

Для адаптации под местное направление потока обечайка может быть выполнена с поднутрением.

В кромках обечайки, примыкающих к поверхности ЛА, могут быть выполнены вырезы для расширения диапазона устойчивой работы воздухозаборника.

В обечайке также могут быть выполнены отверстия произвольной формы, также обеспечивающие расширение диапазона устойчивой работы воздухозаборника.

На поверхности ЛА в области входа воздухозаборника отсутствует какое-либо тело торможения потока, функция которого компенсируется ориентацией плоскости входа под острым углом к поверхности ЛА и выполнением входа воздухозаборника такой площадью (на виде спереди), которая обеспечивает на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха f<1 с отрывом пограничного слоя на сверхзвуковом режиме полета в области входа и образованием косого и прямого скачков уплотнения.

Выполнение всех кромок входа стреловидными и отсутствие прямых углов в местах их сочленения между собой и местах их сочленения с поверхностью ЛА (выполнение входа непрямоугольной формы на виде спереди), а также отсутствие на поверхности ЛА тела торможения потока позволяет снизить РЛ-заметность ЛА.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 показан общий вид сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника на примере осуществления.

На фиг. 2 показан тот же пример, вид сбоку.

На фиг. 3 показан тот же пример, вид спереди.

На фиг. 4 показан тот же пример, вид сверху.

На фиг. 5 показана схема образования отрыва пограничного слоя и пересекающихся скачков уплотнения по тому же примеру, вид сбоку.

На фиг. 6а-6б дана иллюстрация перепуска воздуха перед воздухозаборником с помощью отрыва пограничного слоя.

На фиг. 7 изображен пример реализации изобретения с показанными каналами.

Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит поверхность 1 воздухозаборника, расположенную непосредственно на поверхности 2 ЛА, обечайку 3, образующую совместно с поверхностью 2 ЛА входную часть воздухозаборника, горло (на фиг. не показано), за которым расположен один или несколько дозвуковых диффузоров 4 - каналов для различных потребителей, при этом в случае наличия нескольких диффузоров 4, воздухозаборник снабжается по меньшей мере одной перегородкой 5.

Обечайка 3 образуется внутренними поверхностями входной части воздухозаборника (до горла). Кромки 6 обечайки 3 лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА, который может составлять от 10 до 70 градусов, и совместно с этой поверхностью образуют вход воздухозаборника. Также кромки 6 имеют стреловидность и могут быть выполнены на виде спереди прямыми или криволинейными (фиг. 3).

Вход воздухозаборника выполнен на виде спереди непрямоугольным (фиг. 3), например, в виде трапеции или треугольника и т.д., и имеет площадь (на виде спереди), позволяющую работать воздухозаборнику на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета с коэффициентом расхода воздуха f<1, что формирует на сверхзвуковом режиме полета отрыв 7 (см. фиг. 5) пограничного слоя с образованием пересекающихся косого 8 и прямого 9 скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника.(фиг. 5). Таким образом, за счет ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА плоскости входа и специально выбранной площади входа воздухозаборника обеспечивается формирование отрыва 7 пограничного слоя, который выполняет роль тела торможения, то есть выпуклой поверхности, которая обтекается потоком с образованием скачков уплотнения, как, например, клин, конус и др.

В кромках могут быть выполнены вырезы в местах 10 сочленения обечайки 3 и поверхности 2 ЛА (на фиг. не показано), на которой расположен вход воздухозаборника, а в самой обечайке 3 возможно выполнение отверстий произвольной формы (на фиг. не показано), что повышает диапазон устойчивой работы воздухозаборника.

Места 10 сочленения обечайки 3 воздухозаборника могут располагаться как на прямой, перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, так и на прямой не перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, то есть одно место сочленения 10а располагается дальше по потоку, чем другое место 10б сочленения обечайки 3 воздухозаборника и поверхности 2 ЛА (фиг. 4).

Заявляемый воздухозаборник работает следующим образом.

Площадь входа воздухозаборника определяется таким образом, чтобы на всех режимах полета воздухозаборник работал с коэффициентом расхода воздуха f<1.

При работе воздухозаборника с коэффициентом расхода воздуха f<1 воздух в первую очередь перепускается в окрестностях кромки входа воздухозаборника, расположенных дальше всех по потоку. Такими местами у заявляемого воздухозаборника являются окрестности сочленения кромок входа воздухозаборника с поверхность ЛА. Из-за того, что место перепуска находится вблизи поверхности 2 ЛА, в первую очередь перепускается низконапорный воздух из пограничного слоя перед воздухозаборником, образующегося при обтекании ЛА, а высоконапорный воздух поступает в канал воздухозаборника и потребляется двигателем или какой-либо иной системой ЛА. Это позволяет избежать необходимости использовать щель для слива пограничного слоя между входом воздухозаборника и поверхностью 2 ЛА, на которой он расположен.

На дозвуковых скоростях полета за счет перепуска низконапорного воздуха во внешний поток обеспечиваются высокие внутренние характеристики воздухозаборника, а именно коэффициент восстановления полного давления (а) и параметр суммарной неоднородности потока (W).

На сверхзвуковых скоростях полета эффективность силовой установки и продува систем летательного аппарата связана как с обеспечением слива во внешний поток пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, так и с эффективностью торможения потока в воздухозаборнике, которое в заявленном воздухозаборнике происходит следующим образом.

За счет выбора площади входа воздухозаборника с обеспечением его работы с коэффициентом расхода f<1, на входе в воздухозаборник возникает отрыв пограничного слоя (фиг. 5), нарастающего перед воздухозаборником при обтекании ЛА. Указанный отрыв происходит из-за взаимодействия пограничного слоя с замыкающим прямым 9 скачком уплотнения. В результате образуется λ-образная структура 11 (в сечении) с пересекающимися косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения. При этом перепуск низконапорного воздуха во внешний поток происходит через отрыв потока в окрестности 12 одной из двух или обоих точек сочленения кромки 6 обечайки 3 и поверхности 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника (фиг. 6а-6б), а сам отрыв 7 осуществляет роль тела торможения, имеющего жидкий контур. Отрыв 7 за счет варьирования площади входа воздухозаборника образуется такого размера, чтобы за косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения оказывался весь вход воздухозаборника (фиг. 5). Таким образом, пограничный слой с поверхности ЛА не попадает в воздухозаборник, а торможение потока происходит в косом 8 и замыкающем прямом 9 скачках уплотнения без наличия классической системы торможения потока, применяемой для воздухозаборников. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре 4 и потребляется системой или двигателем ЛА.

По результатам численных расчетов, у заявленного нерегулируемого воздухозаборника, устойчивая работа обеспечивается в широком диапазоне коэффициента расхода воздуха f.

Для дополнительного увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника при изменении расхода воздуха через него могут быть реализованы вырезы в кромке 6 обечайки 3 в местах 10 ее сочленения с поверхностью 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника, а также в обечайке 3 могут быть выполнены отверстия произвольной формы.

Для сокращения количества воздухозаборников на ЛА вход у заявляемого воздухозаборника может быть разделен перегородками 5 с образованием нескольких воздушных каналов 4 (диффузоров), обеспечивающих воздухом несколько систем ЛА.

Расчетные и натурные исследования характеристик воздухозаборников такого типа на различных режимах работы и скоростях набегающего потока показали эффективность предложенных конструктивных решений и выполнение требований, предъявляемых к воздухозаборникам.

Обеспечивая потребные внутренние газодинамические характеристики, конфигурация воздухозаборника способствует снижению РЛ-заметности ЛА, на котором он установлен. Такой эффект достигается за счет непрямоугольной формы входа воздухозаборника на виде спереди, наличия стреловидности всех кромок входа, расположение кромок входа в одной плоскости, располагающейся под острым углом к плоскости ЛА, а также отсутствием тела торможения. Ориентация упомянутых элементов выбирается так, чтобы количество направлений, в которых отражается РЛ сигнал от ЛА, было минимальным.

Таким образом, приведенная выше конструкция сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника обеспечивает достижение заявленного технического результата, а именно обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины; обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0; и снижение РЛ-заметность ЛА.

Наибольший эффект снижения РЛ-заметности на ряду с приведенным конструктивным выполнением заявленного воздухозаборника будет достигаться в случае, когда кромки воздухозаборника параллельны каким-либо элементам объекта (ЛА).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит корпус воздухозаборника с обечайкой, расположенный непосредственно на поверхности летательного аппарата, и горло, за которым расположен по меньшей мере один дозвуковой диффузор. Обечайка выполнена из кромок, которые образуют вход, выполненный на виде спереди непрямоугольным. Кромки имеют стреловидность и лежат в плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности летательного аппарата, на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы, позволяющей формировать на сверхзвуковом режиме отрыв пограничного слоя с перепуском его во внешний поток в окрестности одной из двух или обеих точек сочленения кромки обечайки воздухозаборника и поверхности летательного аппарата с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с точкой их пересечения ниже высоты входа воздухозаборника на виде спереди. Изобретение обеспечивает устойчивую работу силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины, а также устойчивую работу воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0 и снижение в радиолокационном диапазоне заметности ЛА. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, содержащий входную часть, расположенную непосредственно на поверхности ЛА, горло и дозвуковой диффузор, при этом входная часть образована обечайкой и поверхностью ЛА, а обечайка включает в себя кромки, которые совместно с поверхностью ЛА образуют непосредственно вход воздухозаборника, отличающийся тем, что кромки входа имеют стреловидность и лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности летательного аппарата, а на виде спереди вход воздухозаборника имеет непрямоугольную форму, на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы с перепуском во внешний поток воздуха из пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, в окрестности одной из двух или обеих точек сочленения кромок входа воздухозаборника и поверхности ЛА, при этом на сверхзвуковых режимах полета перепуск воздуха осуществляется через отрыв пограничного слоя с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника на виде спереди.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что снабжен по меньшей мере одной перегородкой для образования каналов различных потребителей воздуха.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что обечайка выполнена с поднутрением.

4. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в кромках обечайки в местах их сочленения с поверхностью летательного аппарата выполнены вырезы.

5. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в кромках обечайки выполнены отверстия произвольной формы.