Воздухозаборник сверхзвукового гражданского самолёта Российский патент 2025 года по МПК B64D33/02 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для повышения эффективности и газодинамической устойчивости работы силовой установки сверхзвукового гражданского самолёта с надкрыльевым воздухозаборником.

Современные проекты перспективных сверхзвуковых гражданских самолётов в силу выдвигаемых требований по уровню создаваемого шума на местности и величине генерируемого звукового удара на режимах крейсерского сверхзвукового полёта обладают рядом отличительных геометрических особенностей. Так, подобные летательные аппараты, как правило, имеют сильно вытянутый фюзеляж. Кроме того, особый интерес представляют летательные аппараты с верхним или надкрыльевым расположением воздухозаборников. Такое конструктивное решение позволяет дополнительно снизить величину генерируемого звукового удара на режимах сверхзвукового полёта. Однако, ввиду описанных особенностей, воздухозаборник в такой компоновке на всех режимах полёта работает в условиях достаточно толстого пограничного слоя, нарастающего на поверхности фюзеляжа, что приводит к его попаданию во вход воздухозаборника. В связи с этим, эффективность и газодинамическая устойчивость работы силовой установки сверхзвукового летательного аппарата в верхней или надкрыльевой компоновке в значительной степени определяется эффективностью организованной системы управления пограничным слоем на входе и в канале воздухозаборника.

Известны воздухозаборники, применяемые в надкрыльевых компоновках перспективных сверхзвуковых гражданских самолётов, описанных в патентах «Сверхзвуковой гражданский самолёт» № RU 196109 от 25.11.2019 и «Сверхзвуковой гражданский самолёт» № RU 196128 от 25.11.2019. Основным недостатком данных воздухозаборников является отсутствие проработки системы управления пограничным слоем, что, по-видимому, свидетельствует об отсутствии газодинамической устойчивости работы силовой установки в условиях сверхзвукового крейсерского полёта. Кроме того, представленные воздухозаборники являются инверсными, то есть ориентированы таким образом, что линии скачков уплотнения, возникающих у входа воздухозаборника попадают на поверхность фюзеляжа самолёта. Это также может приводить к нарушению газодинамической устойчивости работы силовой установки в такой компоновке при сверхзвуковых скоростях полёта.

Также известен воздухозаборник, описанный в патенте «Сверхзвуковой самолёт» № RU 136012 от 04.06.2013. Основным недостатком воздухозаборника также является отсутствие системы управления пограничного слоя в канале воздухозаборника, что не позволяет обеспечить газодинамическую устойчивость работы силовой установки в условиях сверхзвукового крейсерского полёта.

Известен также воздухозаборник, описанный в патенте «Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата» № RU 149896 от 07.08.2014. Данное решение представляет собой воздухозаборник с изменяемой геометрии для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором, где клин выполнен в проекции с шириной, равной ширине воздухозаборника, установлен на корпусе летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки. К недостаткам данного решения можно отнести изменяемость геометрии, так как реализация такой технологии на текущем этапе технологического развития приводит к значительному усложнению конструкции. Также описанный воздухозаборник имеет угловатую форму входа и горла, что усложняет осуществление плавного сопряжения канала воздухозаборника с двигателем и потенциально может привести к возникновению в канале воздухозаборника отрывных течений и соответственно к ухудшению характеристик. Ещё одним недостатком указанного решения является наличие в воздухозаборнике поверхностей с поднутрением, при обтекании которых на сверхзвуковых режимах могут возникать отрывные течения и приводить к нарушению газодинамической устойчивости работы силовой установки.

За прототип принят надкрыльевой воздухозаборник, описанный в патенте «Сверхзвуковой самолёт» № RU 2753443 от 29.12.2020. Воздухозаборник выполнен с фиксированным углом клина сжатия 1…9°, имеет форму неравнобокой трапеции, установлен над наплывом крыла и примыкает к боковой части фюзеляжа. Данный воздухозаборник содержит в области горла систему щелей и перфорацию для перепуска наружу избыточного внутреннего давления. Воздухозаборник установлен на крыльевом и фюзеляжном клиньях слива пограничного слоя, в пространстве между которыми организован канал забора воздуха на продувку двигательного отсека. К недостаткам прототипа можно отнести то, что воздухозаборник имеет угловатую форму входа и горла, что усложняет осуществление плавного сопряжения канала с двигателем и может привести к возникновению отрывных течений в канале и, следовательно, к ухудшению характеристик воздухозаборника. Ещё одним недостатком прототипа является недостаточная эффективность работы предложенного варианта системы управления пограничным слоем воздухозаборника, что не позволяет обеспечить достаточную степень газодинамической устойчивости работы силовой установки при сверхзвуковых режимах полёта.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является создание надкрыльевого воздухозаборника, обеспечивающего высокую эффективность и газодинамическую устойчивость работы силовой установки в перспективной компоновке сверхзвукового гражданского самолёта при сверхзвуковых режимах полёта.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что воздухозаборник сверхзвукового гражданского самолёта, расположенный над крылом самолёта, выполненный с фиксированным углом поверхности торможения, содержащий в области горла щель для перепуска наружу избыточного внутреннего давления, установленный на крыльевом и фюзеляжном клиньях слива пограничного слоя, имеет каплевидную форму входа, адаптированную под геометрические особенности планера летательного аппарата в месте установки воздухозаборника, поверхность торможения в форме двугранного угла с плавным сопряжением плоскостей-сторон двухгранного угла, систему управления пограничным слоем, включающую поперечную щель для отвода пограничного слоя из канала воздухозаборника, полость, выполненную в подпанельном пространстве, окна для вывода воздуха из полости во внешний поток, а также окно на стенке канала за входом воздухозаборника и подрезку верхней части обечайки воздухозаборника. При этом угол поверхности торможения составляет от α=4° до α=13°, а угол между плоскостями-сторонами двугранного угла составляет от χ=100° до χ=150°, проходная площадь поперечной щели составляет от 15% до 30% от площади входа воздухозаборника, а площадь выводных окон составляет от 20% до 35% площади входа воздухозаборника, площадь окна на верхней стенке канала воздухозаборника составляет от 1% до 5% площади входа воздухозаборника.

Суть изобретения поясняется следующими фигурами.

Фиг. 1 – Трёхмерная схематичная модель рассматриваемой компоновки перспективного сверхзвукового гражданского самолёта с надкрыльевой компоновкой воздухозаборников.

Фиг. 2 – Вид спереди на место установки воздухозаборника в надкрыльевой компоновке с планером перспективного сверхзвукового гражданского самолёта.

Фиг. 3 – Схема продольного сечения канала воздухозаборника сверхзвукового гражданского самолёта в надкрыльевой компоновке.

Фиг. 4 – Схема входа воздухозаборника сверхзвукового гражданского самолёта в надкрыльевой компоновке (вид со стороны фюзеляжа).

Фиг. 5 – Схема входа воздухозаборника сверхзвукового гражданского самолёта в надкрыльевой компоновке (вид со стороны крыла).

Общая компоновка перспективного сверхзвукового гражданского самолёта, приведённая на Фиг. 1, включает фюзеляж 1, крыло 2, воздухозаборник в надкрыльевой компоновке 3. Воздухозаборник расположен таким образом, что поверхность торможения 4 воздухозаборника (Фиг. 2) примыкает к поверхности фюзеляжа и крыла.

- Вход воздухозаборника при виде спереди имеет каплевидную форму, адаптированную под геометрические особенности планера в месте установки воздухозаборника (Фиг. 2). Это обеспечивает плавное сопряжение внешних обводов воздухозаборника с обводами планера сверхзвукового гражданского самолёта.

- Для уменьшения степени попадания воздуха из области пограничного слоя, наросшего на поверхности фюзеляжа и крыла самолёта, воздухозаборник установлен на двух профилированных клиньях слива пограничного слоя, а именно: фюзеляжном клине слива 5 и крыльевом клине слива 6, при этом на поверхностях клиньев слива может быть выполнено окно 7 для обеспечения продува двигательного отсека. (Фиг.2)

- Входной участок воздухозаборника содержит поверхность торможения 4 и обечайку 8. Поверхность торможения воздухозаборника имеет форму двугранного угла, при этом сопряжение плоскостей-сторон двухгранного угла выполнено со скруглением. Угол между плоскостями-сторонами двугранного угла может составлять от χ=100° до χ=150°. Эквивалентный угол поверхности торможения может составлять от α=4° до α=13°. Поверхность торможения и обечайка плавно сопрягаются друг с другом и за горлом 9 воздухозаборника переходят в поверхность внутреннего канала 10 воздухозаборника. Верхняя поверхность обечайки выполнена с подрезкой 11. Отсутствие острых углов на стыке поверхностей в канале воздухозаборника значительно упрощает переход от сечения горла к сечению двигателя.

- Воздухозаборник оборудован развитой системой управления пограничным слоем (Фиг. 3, 4, 5), обеспечивающей эффективный отвод низкоэнергетичного пограничного слоя, нарастающего на поверхности торможения и обечайки воздухозаборника во внешний поток. Система управления пограничным слоем включает поперечную щель 12 для отвода воздуха из области пограничного слоя, наросшего на поверхности торможения воздухозаборника (Фиг. 3), с проходной площадью ~15%-30% от площади входа воздухозаборника. Данная щель расположена в области горла воздухозаборника. Воздух через щель попадает в полость 13, выполненную в подпанельном пространстве воздухозаборника. Из полости воздух выводится во внешний поток через два окна вывода, а именно: окно 14 со стороны фюзеляжа, окно 15 со стороны крыла (Фиг. 3, 4, 5). Данные окна расположены на внешних обводах воздухозаборника со стороны крыла и со стороны фюзеляжа соответственно. Суммарная проходная площадь данных окон составляет от 20% до 35% площади входа воздухозаборника. Ещё одно окно 16 расположено в стенке канала воздухозаборника за горлом и служит для дополнительного отвода низкоэнергетичного воздуха во внешний поток (Фиг.4). Данное окно имеет проходную площадь от 1% до 5% площади входа воздухозаборника расположено в области входа воздухозаборника.

На режиме сверхзвукового полёта на входе воздухозаборника возникает система из двух скачков уплотнения, а именно, косого скачка уплотнения от поверхности торможения и замыкающего скачка уплотнения. При отсутствии подрезки обечайки и системы управления пограничным слоем в воздухозаборнике в результате взаимодействия замыкающего прямого скачка уплотнения с низкоэнергетичным воздухом из области пограничного слоя, наросшего на поверхности торможения воздухозаборника, а также воздухом из области пограничного слоя, наросшего на поверхности фюзеляжа и крыла самолёта, в воздухозаборнике возникают отрывные течения. Данные отрывные течения приводят к высоким потерям полного давления в канале воздухозаборника и высокой неоднородности поля полного давления на входе в двигатель, что может приводить к нарушению газодинамической устойчивости работы силовой установки на режимах сверхзвукового полёта.

В настоящем изобретении эффективность и газодинамическая устойчивость работы силовой установки на сверхзвуковых режимах полёта обеспечивается за счёт применения развитой системой управления пограничных слоем. Так, воздух из области пограничного слоя, наросшего на поверхности клина торможения, выводится из канала через щель отвода пограничного слоя, расположенную в области горла воздухозаборника. Через щель воздух попадает в полость в подпанельном пространстве под каналом воздухозаборника. Затем через окна, расположенные со стороны крыла и фюзеляжа, воздух из полости выводится во внешний поток. Окна вывода расположены в области пониженного полного давления для обеспечения эффективного отбора воздуха из канала воздухозаборника.

Область взаимодействия замыкающего прямого скачка уплотнения с верхней частью обечайки в данном изобретении уменьшается за счет подрезки верхней части обечайки. Подрезка 11 выполнена таким образом, чтобы подрезанная обечайка 8 была параллельна фронту замыкающего прямого скачка на режиме крейсерского сверхзвукового полёта. В результате применения такой подрезки на режиме крейсерского сверхзвукового полёта исключается отрыв пограничного слоя на верхней поверхности канала воздухозаборника.

Так как наиболее толстый пограничный слой перед входом воздухозаборника нарастает на поверхности фюзеляжа для дополнительного отвода низкоэнергитичного воздуха из канала на верхней поверхности канала со стороны фюзеляжа организовано окно вывода низкоэнергетичного воздуха во внешний поток.

Таким образом, в результате применения предложенных мероприятий достигается технический результат, а именно обеспечивается высокая эффективность работы и газодинамическая устойчивость работы силовой установки в надкрыльевой компоновке сверхзвукового гражданского самолёта на режиме крейсерского сверхзвукового полёта.

Так, на основании выполненных расчётных и экспериментальных исследований, в том числе проведенных испытаний модели надкрыльевого воздухозаборника сверхзвукового гражданского самолёта в аэродинамических трубах установлено, что заявляемый надкрыльевой воздухозаборник на сверхзвуковых режимах полёта обеспечивает значения коэффициента восстановления полного давления на уровне и выше аналогичных значений, характерных для сверхзвуковых самолётов классической схемы (с подкрыльевым, подфюзеляжным или боковым размещением воздухозаборников). При этом во всём эксплуатационном режиме обеспечиваются низкие значения параметра суммарной неоднородности потока на входе в двигатель, что свидетельствует о возможности обеспечения газодинамической устойчивости работы силовой установки сверхзвукового гражданского самолёта.

Изобретение относится к авиации. Предлагается воздухозаборник сверхзвукового гражданского самолёта, расположенный над крылом самолёта, выполненный с фиксированным углом поверхности торможения (4). Поверхность торможения (4) выполнена в форме двугранного угла с плавным сопряжением плоскостей-сторон двугранного угла. Система управления пограничным слоем включает поперечную щель (12) для отвода пограничного слоя из канала воздухозаборника, полость (13), выполненную в подпанельном пространстве, окна для вывода воздуха из полости во внешний поток, а также окно на стенке канала за входом воздухозаборника и подрезку верхней части обечайки воздухозаборника. Достигается повышение эффективности и газодинамической устойчивости работы силовой установки. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Воздухозаборник сверхзвукового гражданского самолёта, расположенный над крылом самолёта, выполненный с фиксированным углом поверхности торможения, содержащий в области горла щель для перепуска наружу избыточного внутреннего давления, установленный на крыльевом и фюзеляжном клиньях слива пограничного слоя, отличающийся тем, что воздухозаборник имеет каплевидную форму входа, адаптированную под геометрические особенности планера летательного аппарата в месте установки воздухозаборника, поверхность торможения в форме двугранного угла с плавным сопряжением плоскостей-сторон двугранного угла, систему управления пограничным слоем, включающую поперечную щель для отвода пограничного слоя из канала воздухозаборника, полость, выполненную в подпанельном пространстве, окна для вывода воздуха из полости во внешний поток, а также окно на стенке канала за входом воздухозаборника и подрезку верхней части обечайки воздухозаборника.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что угол поверхности торможения составляет от α=4° до α=13°, а угол между плоскостями-сторонами двугранного угла составляет от χ=100° до χ=150°.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что проходная площадь поперечной щели составляет от 15% до 30% от площади входа воздухозаборника, а площадь выводных окон составляет от 20% до 35% площади входа воздухозаборника, площадь окна на верхней стенке канала воздухозаборника составляет от 1% до 5% площади входа воздухозаборника.