Воздухозаборник магистрального самолёта Российский патент 2024 года по МПК B64D33/02 B64C1/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для повышения эффективности и газодинамической устойчивости работы силовой установки, размещенной в корневой части крыла магистрального самолета.

Известна интегральная компоновка перспективного магистрального самолета (патент RU №2777129, МПК B64D 33/02, 2022). В данной компоновке центральная часть фюзеляжа самолета включена в единую конструкцию с консолями крыла. Таким образом, силовая установка и воздухозаборники в данной компоновке размещены в корневой части крыла в месте его стыка с фюзеляжем. Данная компоновка направлена на снижение уровня шума на местности и аэродинамического сопротивления, однако приводит к ухудшению характеристик воздухозаборника и силовой установки в целом. Так, при крейсерском и взлетно-посадочном режимах полета в таком воздухозаборнике реализуются повышенные потери полного давления и повышенная неоднородность поля полного давления на входе в двигатель. Причиной этого при крейсерском режиме полета является попадание пограничного слоя, наросшего на поверхности фюзеляжа во вход воздухозаборника, а также разгон потока при обтекании места стыка крыла и фюзеляжа. При взлетно-посадочных режимах полета ухудшение характеристик воздухозаборника происходит из-за образования отрывных течений при обтекании входных кромок воздухозаборника.

Указанная проблема является актуальной, поскольку повышенные потери полного давления и повышенная неоднородность поля полного давления на входе в двигатель приводят к снижению тяги двигателя, отсутствию газодинамической устойчивости его работы и снижению его ресурса, что в совокупности делает эксплуатацию двигателя и самолета в целом небезопасной. В патенте RU №2777129 геометрия воздухозаборника не приводится и способы решения указанной выше проблемы не раскрываются.

Наиболее близким по технической сути к настоящему изобретению является воздухозаборник двигателя самолета (патент RU №209424, МПК B64D 33/02, 2022), принятый за прототип. Воздухозаборник двигателя самолета содержит входное устройство, расположенное возле передней кромки крыла, соединенное с воздуховодом, проходящим внутри планера. При этом вход воздухозаборника расположен на верхней поверхности крыла. Однако самолет, для которого предназначен данный воздухозаборник, не имеет длинного фюзеляжа перед воздухозаборником. Таким образом, решение проблемы обеспечения приемлемых характеристик воздухозаборника в условиях попадания в воздухозаборник воздуха из области пограничного слоя, нарастающего на фюзеляже, в описании патента RU №209424 не приведено, также не решена проблема обеспечения газодинамической устойчивости работы силовой установки на взлетно-посадочных режимах.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является создание воздухозаборника, обеспечивающего высокую эффективность работы и газодинамическую устойчивость работы силовой установки, размещенной в корневой части крыла магистрального самолета, во всем диапазоне режимов полета.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что воздухозаборник магистрального самолета, содержащий входное устройство, расположенное возле передней кромки крыла в его корневой части, соединенное с воздуховодом, проходящим внутри планера, включает накладку, поверхность которой плавно сопряжена с поверхностями воздуховода и фюзеляжа самолета и с возможностью растекания пограничного слоя вверх и вниз по отношению к фюзеляжу самолета, а на нижней кромке воздухозаборника выполнен выступ.

Суть изобретения поясняется следующими иллюстрациями трехмерной схематичной модели перспективного магистрального самолета с силовой установкой, размещенной в корневой части крыла.

На фиг. 1 изображен общий вид перспективного магистрального самолета с силовой установкой, размещенной в корневой части крыла.

На фиг. 2 изображен боковой вид расположения воздухозаборника, размещенного в корневой части крыла с накладкой.

На фиг. 3 изображен вид воздухозаборника снизу (показан выступ в форме треугольника со скругленным углом при вершине на кромке).

Общая компоновка магистрального самолета, приведенная на Фиг. 1, включает фюзеляж 1, крыло 2, воздухозаборник 3, встроенный в крыло в его корневой части. Обечайка воздухозаборника совпадает с передней кромкой крыла 4. На нижней кромке обечайки воздухозаборника выполнен выступ навстречу набегающему потоку. Выступ имеет форму треугольника со скругленным углом при вершине 5. В месте стыка воздухозаборника с фюзеляжем расположена накладка 6.

Воздухозаборник включает накладку 6 (Фиг. 2, 3) для существенного уменьшения количества низконапорного воздуха из области пограничного слоя, попадающего в воздухозаборник, а также уменьшения степени разгона потока в области входа воздухозаборника на крейсерском режиме полета. Поверхность накладки плавно сопряжена с внутренним каналом воздухозаборника, а также поверхностью фюзеляжа самолета;

Нижняя кромка входа воздухозаборника имеет выступ в форме треугольника со скругленным углом при вершине 5 (Фиг. 2, 3) для изменения структуры вихревых течений и снижения неоднородности поля полного давления потока на входе в двигатель при взлетно-посадочных режимах полета.

Принцип действия

При крейсерском режиме полета на фюзеляже самолета перед воздухозаборником нарастает достаточно толстый пограничный слой. Воздухозаборник в месте его стыка с фюзеляжем самолета содержит накладку, которая обеспечивает растекание пограничного слоя вверх и вниз по отношению к фюзеляжу самолета, и пограничный слой практически не попадает во вход воздухозаборника. Более того, из-за того, что поверхность накладки плавно сопрягается с поверхностью внутреннего канала воздухозаборника, исключается отрицательное влияние на характеристики воздухозаборника областей разгона потока. На основании выполненных расчетов, установлено, что в результате предложенных мероприятий полученные величины потерь полного давления сопоставимы с аналогичными величинами, полученными для классических воздухозаборников магистральных самолетов с силовой установкой, расположенной в мотогондоле под крылом.

При взлетно-посадочном режиме полета основной причиной потерь полного давления является образование отрывов при обтекании входных кромок воздухозаборника. В рассмотренной конфигурации воздухозаборника отрыв потока возникает при обтекании нижней кромки воздухозаборника в месте, наиболее приближенном к двигателю. Применение выступа в форме треугольника со скругленным углом при вершине на нижней поверхности обечайки воздухозаборника приводит к тому, что реализуются два отрывных течения (а не одно, как в случае отсутствия выступа в форме треугольника со скругленным углом при вершине). В результате образования двух отрывных зон поле полного давления в двигателе получается значительно более равномерным, чем при отсутствии выступа в форме треугольника со скругленным углом при вершине, что обеспечивает газодинамическую устойчивость работы воздухозаборника.

Таким образом, в результате применения предложенных мероприятий достигается технический результат, а именно обеспечивается высокая эффективность и газодинамическая устойчивость работы силовой установки.

Изобретение относится к силовым установкам. Воздухозаборник (3) магистрального самолета, встроенный в крыло (2), содержит входное устройство. Входное устройство расположено возле передней кромки (4) крыла (2) в его корневой части и соединено с воздуховодом, проходящим внутри планера. Входное устройство включает накладку (6), поверхность которой плавно сопряжена с поверхностями воздуховода и фюзеляжа (1) самолета с возможностью растекания пограничного слоя вверх и вниз по отношению к фюзеляжу (2) самолета. На нижней кромке воздухозаборника выполнен выступ. Достигается эффективность работы и газодинамическая устойчивость работы силовой установки во всем диапазоне режимов полета. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Воздухозаборник магистрального самолета, встроенный в крыло, содержащий входное устройство, расположенное возле передней кромки крыла в его корневой части, соединенное с воздуховодом, проходящим внутри планера, отличающийся тем, что входное устройство включает накладку, поверхность которой плавно сопряжена с поверхностями воздуховода и фюзеляжа самолета и с возможностью растекания пограничного слоя вверх и вниз по отношению к фюзеляжу самолета, а на нижней кромке воздухозаборника выполнен выступ.

2. Воздухозаборник магистрального самолета по п. 1, отличающийся тем, что выступ на нижней кромке воздухозаборника выполнен в форме треугольника со скругленным углом при вершине, изменяющий структуру вихревых течений и снижающий неоднородности поля полного давления потока на входе в двигатель при взлетно-посадочных режимах.