Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата

Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата содержит аэродинамически профилированный воздушный канал, образованный поверхностью летательного аппарата с расположенным на ней пространственным клином и обечайкой, имеющий поверхности с вытянутыми стреловидными кромками, и боковые стенки. Воздухозаборник содержит также начальный пространственный клин, который выдвинут перед пространственным клином и образует с ним и обечайкой до горла канала воздухозаборника конфузорное устройство. В канале воздухозаборника размещены клиновидные пилоны, в хвостовой части которых расположены устройства подачи топлива. Пилоны отстоят друг от друга с образованием проточных каналов, и выполнены с возможностью пространственного вращения. Конфузорное устройство и пилоны выполнены с криволинейной геометрией, определяемой в совокупности так, что образующееся сжатие и торможение воздушного потока обеспечивает запуск и требуемую эффективность работы воздухозаборника летательного аппарата в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7 при подаче топлива. Расстояние L_об от кончика стреловидной кромки обечайки до кончика кромки дополнительного пространственного клина по горизонтали составляет от 1 до 5 их расстояния по вертикали, а длина окна по горизонтали L_o составляет от 1 до 2 того же расстояния по вертикали, и каждый клиновидный пилон выполнен с суммарным углом клина 6-10°. Техническим результатом является повышение эффективности торможения набегающего воздушного потока в воздухозаборнике.

Полезная модель относится к авиации, а именно, к конструкции воздухозаборника (ВЗ) сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Движение высокоскоростного летательного аппарата неразрывно связано с необходимостью торможения воздушного потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей - от малых сверхзвуковых (М=3-4) до больших сверхзвуковых скоростей (М=6-8).

Воздухозаборник часто размещают на фюзеляже и/или под крылом летательного аппарата. При высоких скоростях полета на поверхностях летательного аппарата перед воздухозаборником накапливается низкоэнергетический пограничный слой. Этот слой при проникновении в воздухозаборник ухудшает эффективность торможения потока и вызывает, в итоге, уменьшение эффективной тяги двигателя.

При интеграции ВЗ с корпусом ЛА необходима стабилизация положения ЛА с помощью горизонтальных рулей или закрылков. Это вызывает увеличение сопротивления ЛА и приводит к необходимости дополнительного увеличения тяги двигателя.

Организация эффективного рабочего процесса в камере сгорания силовой установки ЛА требует равномерного распределения топлива по сечению канала, что, как правило, достигается постановкой топливоподающих пилонов в проточном (гидравлическом) тракте ВЗ и/или наличием нескольких идентичных воздухозаборников.

Известен высокоскоростной воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя, который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена перфорацией (патент РФ 2051074 от 21.09.1992 г).

Известное техническое имеет плоскостную конструкцию воздухозаборника, что не позволяет в требуемой мере уменьшить его сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу силовой установки.

Известен воздухозаборник с изменяемой геометрией для прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением (патент РФ 2263218, опубл. 27.10.1995 г.). Воздухозаборник включает в себя одну или группу секций камеры сгорания. Каждая из секций камеры сгорания имеет две боковые стенки с центральной частью и клиновидным профилем, расположенным впереди указанной центральной части и имеющем на конце острую переднюю кромку.

Наиболее близким техническим решением является воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (патент РФ 2353550, опубл. 27.04.2009 г.).

Известный воздухозаборник содержит пространственный клин, установленный на стенке корпуса летательного аппарата, обечайку с острой стреловидной передней кромкой, боковые стенки которого образуют окна для перепуска воздуха на режимах запуска. Клин выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника и служит для предварительного торможения набегающего потока и частичного удаления пограничного слоя до входа в воздухозаборник. Воздухозаборник снабжен системой слива пограничного слоя, расположенной в области горла воздухозаборника, для слива оставшегося пограничного слоя.

Известное техническое решение обеспечивает эффективное торможение набегающего воздушного потока лишь в узком диапазоне скоростей и не решает проблемы, связанной с устойчивой совместной работой воздухозаборника с камерой сгорания.

В основу полезной модели положена задача повышения эффективности работы силовой установки летательного аппарата в широком требуемом диапазоне скоростей - от малых сверхзвуковых до больших сверхзвуковых скоростей, т.е. в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7, и устойчивой совместной работы воздухозаборника с прямоточной камерой сгорания.

Техническим результатом является повышение эффективности торможения набегающего воздушного потока в воздухозаборнике.

Поставленная задача решается тем, что воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата, содержащий аэродинамически профилированный воздушный канал, образованный поверхностью летательного аппарата с расположенным на ней пространственным клином и обечайкой, имеющий поверхности с вытянутыми стреловидными кромками, и боковые стенки дополнительно содержит начальный пространственный клин, выдвинутый перед пространственным клином и образующий с последним и обечайкой до горла канала воздухозаборника конфузорное устройство, расположенные в канале воздухозаборника клиновидные пилоны, отстоящие друг от друга с образованием проточных каналов, и выполненные с возможностью пространственного вращения, причем в хвостовой части пилонов расположены устройства подачи топлива, а конфузорное устройство и пилоны выполнены с криволинейной геометрией, определяемой в совокупности так, что образующееся сжатие и торможение воздушного потока обеспечивает запуск и требуемую эффективность работы воздухозаборника летательного аппарата в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7 при подаче топлива.

Целесообразно, чтобы расстояние L_об от кончика стреловидной кромки обечайки до кончика кромки дополнительного пространственного клина по горизонтали составляло бы от 1 до 5 их расстояния по вертикали Н_вх , длина окна L_o по горизонтали составляла бы от 1 до 2 того же расстояния по вертикали, а каждый клиновидный пилон был бы выполнен с суммарным передним углом клина 6-10°.

Конфигурация передних кромок клина и обечайки могут быть образованы пересечением цилиндрических внешних поверхностей летательного аппарата и пространственных клина и обечайки и эллиптические в плане или выполнены с углом стреловидности 40-90°.

В дальнейшем полезная модель поясняется описанием и фигурами, где:

на фиг.1а схематично показан сверхзвуковой летательный аппарат (ЛА) с воздухозаборником (ВЗ), согласно полезной модели,

на фиг.1б - вид на ЛА снизу согласно полезной модели;

на фиг.2 схематично показана конструкция воздухозаборника, согласно полезной модели (сечение А-А (фиг.1б) в плоскости XoY);

фиг.3 - конструкция воздухозаборника в сечении В-В плоскостью XoZ;

фиг.4 - конструкция ВЗ при виде спереди;

фиг.5 - конструкция ВЗ в плоскости симметрии (XoY).

Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата 1 содержит аэродинамически профилированный воздушный канал 2 согласно полезной модели (фиг.1 и 2).

Аэродинамически профилированный воздушный канал 2 с соответствующей длиной образован поверхностью летательного аппарата с расположенным на ней пространственным клином 4, обечайкой 5, боковыми стенками 8 и установленными пилонами 12.

Обечайка 5 имеющая профилированную поверхность 6 с вытянутой стреловидной кромкой 7 и боковые стенки 8 образуют внутренний канал 9 в основном прямоугольного сечения за горлом 10 воздухозаборника. Боковые стенки 8 образуют окна 11 длиной L_o (показаны пунктиром на фиг.2). Кромка 7 может быть выполнена с определенным углом стреловидности или эллиптической в плане.

Воздухозаборник, согласно полезной модели, включает дополнительный начальный пространственный клин 3, который установлен перед пространственным клином 4 и образует с ним, обечайкой 5 и боковыми стенками 8 конфузорное устройство до горла 10 канала воздухозаборника. Ширина пространственного клина 4 не превышает ширины летательного аппарата.

В проточном (гидравлическом) тракте воздухозаборника расположены клиновидные пилоны 12. В хвостовой части пилонов 12 расположены устройства подачи топлива 13.

Геометрические параметры конфузорного устройства и пилонов 12 рассчитаны в совокупности так, что при этой криволинейной геометрии образующееся сжатие и торможение воздушного потока обеспечивает эффективную работу воздухозаборника в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7 при подаче топлива.

Клиновидные пилоны 12 с собственной толщиной и суммарным углом клина 6-10° отстоят друг от друга с образованием между собой проточных каналов 14 (фиг.1б, фиг.3). Кроме того, клиновидные пилоны 12 выполнены с возможностью их пространственного вращения и могут быть установлены на шарнирах 15 расположенных на обечайке 5 в сечении С-С (фиг.2).

Шарниры 15 обеспечивают вращение пилонов 12 в вертикальной плоскости и их частичное убирание в корпус обечайки 5, изменяя площадь проточных каналов 14 воздухозаборника для облегчения установления расчетного течения при запуске и при малых числах Маха полета.

Расстояние L _об от кончика стреловидной кромки обечайки до кончика кромки дополнительного пространственного клина по горизонтали составляет от 1 до 5 их расстояния по вертикали Н_вх., т.е. L _об=(1-5)H_вх Длина окна 11-L_o составляет по горизонтали L_ок от 1 до 2 того же расстояния по вертикали, т.е. L_o=(1-2)H_вх. На длине пространственного клина 4 до сечения Д-Д и на длине обечайки 5 до сечения С-С отсутствуют боковые стенки (фиг.2, фиг.5)

Передняя кромка 7 обечайки 5 может быть выполнена с определенным углом стреловидности или эллиптической в плане.

Конфигурации передних кромок 7 профилированной поверхности 6 обечайки 5 и начального пространственного клина 3 могут быть стреловидными (фиг.4) или эллиптическими в плане (не показаны) и образованы пересечением цилиндрических внешних поверхностей летательного аппарата и пространственных клина и обечайки (эллиптическими в плане) или выполнены с углом стреловидности 40-90°.

Радиус затупления передних кромок выбирают с учетом эксплуатационных требований к СУ ЛА. Он может быть в пределах r_зат=2-4 мм. Положение обечайки Lоб относительно передней кромки клина 3 выбирается меньше расстояния L, вычисляемого из условия попадания начального скачка уплотнения на расчетном числе Маха полета на переднюю кромку обечайки (что выполняется в традиционных схемах ВЗ).

Углы поворота потока на клине и обечайке выбраны так, что обеспечивают безотрывное течение захватываемого потока на участке его внешнего торможения во входном устройстве и необходимый перепуск воздуха на режиме запуска воздухозаборников силовой установки (СУ) летательного аппарата (ЛА) через окна 11.

Геометрия аэродинамически профилированного канала воздухозаборника, включающая криволинейную геометрию входного конфузорного устройства и пилонов 12 (углы, длина и их взаимное расположение) направляет, тормозит и сжимает набегающий воздушный поток в воздухозаборнике.

В воздухозаборнике набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения 16, инициируемых пространственными клиньями 3 и 4 и обечайкой 5 таким образом, что в рабочем диапазоне чисел Маха полета скачки уплотнения 16 располагаются в пространстве между клиньями 3 и 4 и обечайкой 5 и практически не влияют на обтекание внешних поверхностей ЛА. Поток поворачивается на этих клиньях и обечайке в безотрывном течении. Течение на клиньях 3 и 4 и обечайке 5 является пространственным и поэтому обтекание боковых стенок 8 и пилонов 12, реализуется также с образованием скачков уплотнения в каналах 14 воздухозаборника. Система скачков уплотнения, близких по интенсивности к прямому скачку (псевдоскачок), располагается также за сечением горла 10 воздухозаборника.

В системе этих пространственных скачков уплотнения, реализуется дальнейшее торможение потока, до значений скорости, потребной для организации эффективного рабочего процесса в камере сгорания.

При торможении потока как на пространственных клиньях 3 и 4, так и на обечайке 5 возникающие поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Z действуют на пограничный слой, образовавшийся на пространственном клине 4 и обечайке 5, и частично уменьшают его толщину путем слива в стороны.

Благодаря отсутствию боковых стенок на длине пространственного клина 4 до сечения Д-Д и на длине обечайки 5 до сечения С-С обеспечивается необходимый перепуск воздуха перед воздухозаборником наружу через окна 11 на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск при расчетном числе Маха и при скоростях полета, меньших расчетной. Дополнительным средством, увеличивающим эффективность ВЗ за счет облегчения запуска воздухозаборника и оптимизации режима его работы, является регулирование площади горла 10 воздухозаборника пространственным вращением пилонов 12 на шарнирах 15 (фиг.5).

Воздухозаборник, согласно полезной модели, повышает эффективность торможения и сжатия набегающего воздушного потока в воздухозаборнике и обеспечивает эффективность работы в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7 при подаче топлива.

Благодаря предлагаемой схеме организации торможения набегающего потока, длина L_об получается в 1.5-2 раза меньше, чем в известных технических решениях.

Техническое решение полезной модели повышает эффективность торможения и сжатия набегающего воздушного потока, что приводит к отклонению и частичному удалению пограничного слоя с обтекаемых поверхностей, уменьшению длины воздухозаборника и дополнительного сопротивления (по жидкой линии) на расчетных режимах и волнового сопротивления внешних поверхностей при всех скоростях полета и облегчению запуска и устойчивой работе ВЗ при малых скоростях полета.

1. Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата, содержащий аэродинамически профилированный воздушный канал, образованный поверхностью летательного аппарата с расположенным на ней пространственным клином и обечайкой, имеющий поверхности с вытянутыми стреловидными кромками и боковые стенки, отличающийся тем, что дополнительно содержит начальный пространственный клин, выдвинутый перед пространственным клином и образующий с последним и обечайкой до горла канала воздухозаборника конфузорное устройство, расположенные в канале воздухозаборника клиновидные пилоны, отстоящие друг от друга с образованием проточных каналов и выполненные с возможностью пространственного вращения, причем в хвостовой части пилонов расположены устройства подачи топлива, а конфузорное устройство и пилоны выполнены с криволинейной геометрией, определяемой в совокупности так, что образующееся сжатие и торможение воздушного потока обеспечивают запуск и требуемую эффективность работы воздухозаборника летательного аппарата в рабочем диапазоне чисел Маха от 3 до 7 при подаче топлива.

2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что расстояние L_об от кончика стреловидной кромки обечайки до кончика кромки дополнительного пространственного клина по горизонтали составляет от 1 до 5 их расстояния по вертикали, а длина окна по горизонтали L_o составляет от 1 до 2 того же расстояния по вертикали, и каждый клиновидный пилон выполнен с суммарным углом клина 6-10°.

3. Воздухозаборник по пп.1 и 2, отличающийся тем, что конфигурация передних кромок клина и обечайки образованы пересечением цилиндрических внешних поверхностей летательного аппарата и пространственных клина и обечайки и эллиптические в плане или выполнены с углом стреловидности 40-90°.