МАЛОЗАМЕТНЫЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИК СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА Российский патент 2023 года по МПК B64D33/02 F02C7/04 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения воздухом силовых установок летательных аппаратов (далее - ЛА). Преимущественной областью применения изобретения являются ЛА с максимальным числом Маха (далее - М) не более 2,1.

Создание малозаметного в радиолокационном (далее - РЛ) диапазоне ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (далее - ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения воздухом силовых установок ЛА. Для снижения РЛ заметности воздухозаборника все его кромки 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. Кроме того, для снижения аэродинамического сопротивления ЛА необходимо, чтобы как можно больше систем и конструктивных элементов ЛА находились в «тени» входа воздухозаборника с целью снижения площади миделевого сечения, что особенно актуально для однодвигательных ЛА. 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 известного воздухозаборника можно отнести отсутствие стреловидности у кромки клина торможения и обечайки, что увеличивает РЛ заметность ЛА.

При размещении приведенных воздухозаборников на поверхности ЛА их общим недостатком является необходимость применения щели слива между воздухозаборником и поверхностью ЛА 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 ЛА.

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, горло и дозвуковой диффузор. 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 размещение входа воздухозаборника на плоской поверхности, что ограничивает возможности компоновки ЛА и не позволяет оптимально разместить в «тени» входа воздухозаборника конструктивные элементы и системы ЛА.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническими результатами, на достижение которых направлено изобретение, является:

- обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до числа М=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины;

- снижение РЛ заметности ЛА;

- обеспечение возможности размещения в «тени» входа воздухозаборника как можно больше различных элементов ЛА для обеспечения минимальной площади его миделевого сечения.

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 воздухом силовых установок ЛА.

В заявленном воздухозаборнике все кромки обечайки имеют стреловидность 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.

Заявленные технические результаты достигаются совокупностью признаков, заявленных в независимом пункте формулы изобретения.

Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит входную часть с телом торможения и обечайку, горло (сечение канала с наименьшей площадью) и дозвуковой диффузор. На виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу (сверху) фюзеляжа ЛА, охватывая его с трех сторон. При изменении формы сечения канала за горлом в дозвуковом диффузоре из U-образной в прямоугольную, овальную или близкую к ним уменьшаются линейные размеры сечения канала (высота и ширина), что позволяет разместить необходимые конструктивные элементы и системы ЛА в «тени» входа воздухозаборника наиболее оптимально с обеспечением минимальной площади миделевого сечения ЛА

Кромки входа на виде сбоку и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, что обеспечивает улучшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха от максимального значения на всех числах М в пределах эксплуатационного диапазона. Кроме того, нижняя (верхняя) кромка входа на виде в плане выполнена клиновидной или имеет клиновидный вырез, или имеет клиновидные зубья (то есть нижняя (верхняя) кромка воздухозаборника выполнена не перпендикулярно оси ЛА), что снижает уровень РЛ заметности ЛА.

Тело торможения представляет собой стреловидные клинья, расположенные на боковых и нижней (верхней) поверхностях фюзеляжа, и соединенных между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям, при этом количество ступеней тела торможения может быть больше одной. Наличие тела торможения указанной формы обеспечивает эффективное торможение потока и одновременно способствует снижению РЛ заметности ЛА за счет плоских поверхностей стреловидных клиньев, при этом реализуется скачок уплотнения сложной формы, обеспечивающий потребный максимальный коэффициент расхода воздуха через воздухозаборник на всех числах М. При некотором повышении уровня РЛ заметности ЛА тело торможения воздухозаборника может быть выполнено с использованием газодинамических вырезок из конического или плоского течений или их комбинаций.

В дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками, которые могут отклоняться внутрь или наружу. При отклонении створок внутрь улучшаются характеристики на взлетно-посадочных режимах полета ЛА, а при отклонении створок наружу увеличивается диапазон устойчивой работы воздухозаборника по расходу воздуха на сверхзвуковых скоростях полета.

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

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

на фиг. 1 изображен 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 снизу;

на фиг. 4 показан тот же пример, вид сверху;

на фиг. 5 показан тот же пример, вид спереди;

на фиг. 6 показан канал воздухозаборника;

на фиг. 7а показаны линия тока воздуха, перепускаемого из воздухозаборника во внешний поток;

на фиг. 7б показаны лини тока воздуха, поступающего в канал воздухозаборника.

Входная часть воздухозаборника образована обечайкой 2 и телом торможения. Форма входа воздухозаборника на виде спереди - U-образная, вход опоясывает фюзеляж симметрично по бокам и снизу (сверху). Кромки 5 входа на виде сбоку и кромки 6 входа, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, нижняя (верхняя) кромка 7 входа на виде в плане выполнена клиновидной или имеет клиновидный вырез или имеет клиновидные зубья (кромка выполнена не перпендикулярно оси ЛА); тело торможения представляет собой стреловидные клинья 3, расположенные на боковых и нижней (верхней) поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями 4, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям, при этом количество ступеней тела торможения может быть больше одной. Тело торможения может быть выполнено с использованием принципов газодинамического конструирования (Щепановский В.А., Гутов Б.И. Газодинамическое конструирование сверхзвуковых воздухозаборников. Наука, Новосибирск, 1993), например, из вырезок конического или плоского течений или их комбинаций. Обечайка 2 может иметь поднутрение, при этом угол поднутрения может быть, переменным. В обечайке могут быть выполнены отверстия произвольной формы. В дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками. Поднутрение представляет собой отклонение внутренней поверхности обечайки наружу от направления вектора скорости невозмущенного потока.

Стреловидные клинья 3 представляют собой плоские наклоненные относительно потока входящего в воздухозаборник воздуха поверхности, которые расположены на фюзеляже ЛА в крайних и центральной частях воздухозаборника. Стреловидные клинья 3 переходят в криволинейные выпуклые поверхности 4 (наклоненные относительно потока входящего в воздухозаборник воздуха), которые совместно образуют тело торможения.

Заявляемый воздухозаборник работает следующим образом.

На дозвуковых скоростях полета потребные характеристики воздухозаборника обеспечиваются за счет площади горла, при которой во всем канале воздухозаборника реализуется дозвуковая скорость потока.

На сверхзвуковых скоростях полета торможение сверхзвукового потока в воздухозаборнике рассматриваемой схемы происходи в скачке уплотнения сложной формы, возникающем при обтекании потоком тела торможения, а отсутствие щели для слива пограничного слоя между воздухозаборником и фюзеляжем частично компенсируется малой относительной длиной носовой части (не более 25% от длины ЛА), расположенной перед воздухозаборником и, соответственно, малой толщиной пограничного слоя на ходе в воздухозаборник.

Торможение до дозвуковой скорости осуществляется в прямом замыкающем скачке уплотнения, который располагается на входе в воздухозаборник за скачком уплотнения от тела торможения. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре и потребляется двигателем.

У известных воздухозаборников (плоских, осесимметричных и др.) без системы управления пограничным слоем в виде перфорации или щелей на теле торможения при уменьшении коэффициента расхода воздуха f через воздухозаборник на числах М>1 снижается коэффициент восстановления полного давления σ на входе в двигатель. В данном случае это является недопустимым, т.к. у нерегулируемого воздухозаборника коэффициент расхода воздуха f_согл, при котором происходит согласование воздухозаборника и двигателя, уменьшается по мере увеличения числа М, поэтому требуется обеспечение потребных значений коэффициента восстановления полного давления σ во всем эксплуатационном диапазоне коэффициентов расхода воздуха f на каждом числе М, кроме того, должен обеспечиваться широкий диапазон коэффициента расхода воздуха f устойчивой работы воздухозаборника из-за отсутствия возможности регулирования воздухозаборника.

В заявляемом воздухозаборнике отсутствие снижения коэффициента восстановления полного давления о при уменьшении коэффициента расхода f и широкий диапазон коэффициента расхода f с устойчивой работой воздухозаборника обеспечивается без применения системы управления пограничным слоем за счет формы входа на виде спереди и наличия обратной стреловидности кромок входа, при этом перепуск «лишнего» воздуха происходит в замыкающем прямом скачке уплотнения, как показано на фиг. 7а и фиг. 7б, на которых видно, что в первую очередь перепускается низконапорный воздух (фиг. 7а), а высоконапорный поступает в канал воздухозаборника (фиг. 7б). Такая схема течения исключает ухудшение характеристик воздухозаборника при уменьшении расхода воздуха f для фиксированного числа М вплоть до М=2,1, что подтверждено результатами численных расчетов.

Для дополнительного увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника в обечайке 2 могут быть выполнены отверстия произвольной формы, а в дозвуковом диффузоре могут быть выполнены отверстия, закрывающиеся створками (створки перепуска).

Обеспечивая потребные внутренние газодинамические характеристики, заявленная конфигурация воздухозаборника способствует снижению РЛ заметности ЛА, на котором он установлен. Такой эффект достигается при наличии стреловидности у всех кромок входа. 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=2.1 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины, снижение РЛ заметности ЛА и обеспечение возможности размещения в «тени» входа воздухозаборника как можно больше различных элементов ЛА для обеспечения минимальной площади его миделевого сечения.

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

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения воздухом силовых установок летательных аппаратов. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит входную часть (2) и тело торможения. На виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу фюзеляжа летательного аппарата. Кромки (5) входа на виде сбоку и кромки (6) входа, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность. Нижняя кромка (7) входа выполнена неперпендикулярной относительно оси летательного аппарата. Тело торможения представляет собой стреловидные клинья (3), расположенные на боковых и нижней поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями (4), обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям. Достигается устойчивость работы силовой установки, снижение радиолокационной заметности, возможность размещения в тени входа воздухозаборника большего количества элементов летательного аппарата. 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

1. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, содержащий входную часть с телом торможения и обечайку, горло и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что на виде спереди вход воздухозаборника имеет U-образную форму и расположен симметрично с обоих боков и снизу фюзеляжа летательного аппарата, при этом кромки входа на виде сбоку и кромки, примыкающие к фюзеляжу, имеют обратную стреловидность, нижняя кромка входа выполнена неперпендикулярной относительно оси летательного аппарата; тело торможения расположено на фюзеляже летательного аппарата в районе входной части воздухозаборника и представляет собой стреловидные клинья, расположенные на боковых и нижней поверхностях фюзеляжа, соединенные между собой переходными криволинейными выпуклыми поверхностями, обеспечивающими торможение потока, идентичное упомянутым стреловидным клиньям.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что количество ступеней тела торможения больше одной.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что тело торможения выполнено с использованием газодинамических вырезок из конического или плоского течения или их комбинаций.

4. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка выполнена в виде клиновидных зубьев.

5. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в нижней кромке выполнен клиновидный вырез.

6. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что нижняя кромка выполнена в виде клина.

7. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в дозвуковом диффузоре выполнены отверстия, закрывающиеся створками.

8. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в обечайке выполнены отверстия произвольной формы.