Воздухозаборное устройство летательного аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64D33/02 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для улучшения аэродинамических характеристик летательного аппарата, а именно: перспективного регионального пассажирского самолета с силовой установкой на базе электрических реактивных двигателей. Изобретение позволяет обеспечить снижение аэродинамического сопротивления, повышение аэродинамического качества, а также повышение газодинамической устойчивости работы силовой установки.

В настоящее время силовые установки перспективных самолетов могут включать воздухозаборники, которые располагаются таким образом, что происходит попадание пограничного слоя, наросшего на поверхностях впереди расположенных элементов планера (крыла или фюзеляжа самолета), во вход воздухозаборника (воздухозаборники с отбором пограничного слоя). Пример использования силовой установки с таким воздухозаборником описан, например, в патентном документе патент RU №209424, МПК B64D 33/02, 2022, в котором описан воздухозаборник двигателя самолета, который содержит входное устройство, расположенное возле передней кромки крыла, соединенное с воздуховодом, проходящим внутри планера.

С одной стороны, такое размещение воздухозаборника привлекательно по причине конструктивной простоты. С другой стороны, попадание пограничного слоя во вход воздухозаборника приводит к следующим проблемам: повышенное внешнее сопротивление давления в результате неблагоприятного обтекания входа воздухозаборника с образованием на внешних поверхностях обечайки сверхзвуковых зон, а также повышенные потери полного давления и неравномерность поля полного давления в канале воздухозаборника в результате отрыва пограничного слоя, попадающего во вход воздухозаборника под действием положительного градиента давления.

Указанные проблемы являются весьма актуальными, поскольку повышенное внешнее сопротивление и повышенные потери полного давления приводят к снижению дальности полета самолета. Помимо этого, повышенная неравномерность поля полного давления в канале воздухозаборника может приводить к снижению ресурса двигателя и снижению безопасности эксплуатации двигателя.

Еще одним перспективным направлением развития перспективной авиационной техники является переход от использования турбореактивных двигателей (ТРД), в которых в качестве топлива используется керосин, к электрическим реактивным двигателям (ЭРД). ЭРД имеют лучшие в сравнении с ТРД акустические характеристики. Более того, ЭРД в отличие от ТРД не выделяют продуктов сгорания, а следовательно, являются более экологичными. Вместе с тем, при одинаковой площади входа в двигатель ЭРД обеспечивают меньший в сравнении с ТРД расход воздуха. Это, в частности, приводит к усугублению проблем, описанных выше, а именно: повышенному внешнему сопротивлению в результате разгона потока при обтекании внешних обводов мотогондолы ЭРД и образованию в канале воздухозаборника отрывных течений.

В упомянутом выше патенте RU RU №209424, МПК B64D 33/02, 2022, в котором описан воздухозаборник двигателя самолета, который содержит входное устройство, расположенное возле передней кромки крыла, соединенное с воздуховодом, проходящим внутри планера, способы решения указанных выше проблем не раскрываются. Так, в данном случае перед воздухозаборником отсутствует длинный фюзеляж, на котором нарастает пограничный слой, и описание способов борьбы с возникновением отрывных течений в канале В3 не приводится. Более того, особенности обтекания внешних обводов мотогондолы, связанные с низкими значениями расхода воздуха в ЭРД по сравнению с ТРД, в данном патенте не учитываются.

Наиболее близким по технической сути является решение, направленное на уменьшение потерь полного давления в воздухозаборнике за счет уменьшения размеров отрывных течений, возникающих в канале воздухозаборника, описанное в патенте № RU 2714555, МПК B64D 33/02, 2020. В данном патенте представлен воздухозаборник самолета, включающий криволинейный воздушный канал, отличающийся тем, что по ширине канала вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала установлена пластина. Однако в данном патенте рассматривается изолированный воздухозаборник и не учитывается обтекание элементов летательного аппарата перед воздухозаборником, в частности не учитывается попадание воздуха из области пограничного слоя во вход воздухозаборника. Более того, установленная в канале воздухозаборника пластина никак не влияет на обтекание внешних обводов мотогондолы силовой установки. То есть задача снижения внешнего сопротивления летательного аппарата не решается.

Задача и технический результат настоящего изобретения - обеспечить улучшение характеристик перспективного регионального самолета с силовой установкой на базе электрических реактивных двигателей за счет снижения его внешнего сопротивления и повышения эффективности работы его силовой установки.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что воздухозаборное устройство регионального пассажирского самолета с силовой установкой на базе электрических реактивных двигателей (ЭРД) расположено на верхней поверхности в кормовой части крыла в составе силовой установки, включающей от 1 до 30 ЭРД, в криволинейном воздушном канале воздухозаборного устройства размещен обтекатель, выполненный с расширением на начальном участке и сужением на конечном участке, передняя часть обтекателя расположена перед входом в устройство, а крепление обтекателя в канале устройства осуществлено с помощью пилонов, при этом поверхность криволинейного воздушного канала воздухозаборного устройства плавно переходит в поверхность крыла.

Суть изобретения поясняется следующими фигурами.

Фиг. 1 - схематичная модель воздухозаборника (вид в сечении, выполненном плоскостью симметрии).

Фиг. 2 - трехмерная схематичная модель воздухозаборника на фрагменте крыла пассажирского регионального самолета (в данном случае силовая установкой включает 3 двигателя, размещенные на верхней поверхности в кормовой части крыла перспективного регионального пассажирского самолета).

На схеме (Фиг. 1) представлены часть поверхности крыла 1 перспективного регионального самолета с воздухозаборником, обтекатель 2 воздухозаборника, размещенный в криволинейном канале воздухозаборника, обечайка 3, плоскость 4, соответствующая входу в двигатель. Обтекатель 2 в канале воздухозаборника неподвижен и закреплен внутри канала воздухозаборника на тонких пилонах 5. Обтекатель 2 (Фиг. 1) выполнен с расширением на начальном участке и сужением на конечном участке, передняя часть обтекателя расположена перед входом воздухозаборника, крепление обтекателя в канале воздухозаборника осуществлено с помощью пилонов 5 (Фиг. 1, 2). Поверхность обтекателя заканчивается до плоскости входа в двигатель, при этом между окончанием поверхности обтекателя и вращающимися частями двигателя обеспечивается технологический зазор, достаточный для обеспечения беспрепятственного вращения элементов двигателя.

На Фиг. 2 приведена схема воздухозаборника для варианта пассажирского регионального самолета с силовой установкой в составе трех электрических реактивных двигателей (ЭРД). При этом изобретение применимо и для случая, когда силовая установка включает иное количество ЭРД (количество ЭРД может быть от 1 до 30 шт.).

Принцип действия. При крейсерском режиме полета на поверхности перспективного регионального пассажирского самолета (крыла или фюзеляжа) (1) перед воздухозаборником нарастает достаточно толстый пограничный слой, который склонен к образованию отрывных течений из-за положительного градиента давления. В результате того, что ЭРД обеспечивает сравнительно низкие значения расхода воздуха, в струе тока, проходящей через двигатель, создается достаточно значительный положительный градиент давления. В результате отрыв потока может образовываться уже перед входом воздухозаборника. Более того, малые величины расхода воздуха приводят к неоптимальному положению точки растекания. Так, точка растекания может находиться внутри канала воздухозаборника. Это приводит к значительному разгону потока при обтекании внешней поверхности обечайки (3) до сверхзвуковых скоростей, что приводит к росту волнового сопротивления перспективного регионального пассажирского самолета. Наличие установленного в канале воздухозаборника обтекателя обеспечивает смещение точки растекания ближе к входным кромкам воздухозаборника, что уменьшает степень разгона потока при обтекании внешней поверхности обечайки. В результате реализуется дозвуковое обтекание внешней поверхности обечайки и обеспечивается снижение внешнего сопротивления по сравнению с вариантом при отсутствии обтекателя. Более того, наличие указанного обтекателя обеспечивает поджатие пограничного слоя в воздухозаборнике и приводит к уменьшению размеров отрывных течений в канале воздухозаборника и, соответственно, к снижению потерь полного давления в воздухозаборнике и обеспечению газодинамической устойчивости работы силовой установки. Геометрия обтекателя уточняется на основе результатов расчетных исследований и зависит от особенностей течения перед входом воздухозаборника.

Таким образом, в результате размещения в канале воздухозаборника обтекателя достигается технический результат, а именно: обеспечивается улучшение характеристик перспективного регионального пассажирского самолета за счет снижения его внешнего сопротивления и повышения эффективности работы его силовой установки.

Изобретение относится к авиационной технике. Воздухозаборное устройство регионального пассажирского самолета с силовой установкой на базе электрических реактивных двигателей (ЭРД) расположено на верхней поверхности (1) в кормовой части крыла в составе силовой установки. В криволинейном воздушном канале воздухозаборного устройства размещен обтекатель (2), выполненный с расширением на начальном участке и сужением на конечном участке. Передняя часть обтекателя расположена перед входом в устройство, а крепление обтекателя в канале устройства осуществлено с помощью пилонов (5). Поверхность криволинейного воздушного канала воздухозаборного устройства плавно переходит в поверхность крыла. Достигается снижение аэродинамического сопротивления, повышение аэродинамического качества, а также повышение газодинамической устойчивости работы силовой установки. 2 ил.

Воздухозаборное устройство регионального пассажирского самолета с силовой установкой на базе электрических реактивных двигателей (ЭРД), характеризующееся тем, что воздухозаборное устройство расположено на верхней поверхности в кормовой части крыла в составе силовой установки, включающей от 1 до 30 ЭРД, в криволинейном воздушном канале воздухозаборного устройства размещен обтекатель, выполненный с расширением на начальном участке и сужением на конечном участке, передняя часть обтекателя расположена перед входом в устройство, а крепление обтекателя в канале устройства осуществлено с помощью пилонов, при этом поверхность криволинейного воздушного канала воздухозаборного устройства плавно переходит в поверхность крыла.