Входное устройство силовой установки самолета
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовой установки самолета. Целью изобретения является повышение запаса устойчивости силовой установки путем предупреждения возникновения в воздушном потоке на участке плоскости входа воздухозаборника отрывных течений и вихревых следов и шнуров. Входное устройство силовой установки состоит из лотка 1, подводящего воздух с наружной поверхности самолета к воздухозаборнику 2. Лоток 1 состоит из направляющей поверхности и боковых стенок. Направляющая поверхность лотка 1 криволинейной формы с горизонтальным участком 5, расположенным перед воздухозаборником 2. Воздухозаборник 2 содержит обечайку 6 и клин 7 сжатия. Перед плоскостью входа 8 воздухозаборника 2 установлена перфорированная разделительная перегородка 9. Перегородка 9 может быть выполнена как с круглой, так и с щелевой перфорацией. 4 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к основным воздухозаборникам силовой установки самолета. Одним из путей создания современных летательных аппаратов являются компоновки с силовыми установками, располагаемыми полностью или частично внутри планера. Это силовые установки с утопленными в тело планера воздухозаборника. Они широко распространены на дозвуковых беспилотных летательных аппаратах. В настоящее время такие компоновки рассматриваются и для самолетов. В качестве прототипа выбрано утопленное входное устройство силовой установки самолета. Утопленное входное устройство состоит из лотка, подводящего воздух к двигателю, с двумя боковыми стенками. Направляющая поверхность лотка имеет криволинейную форму. Заборник не выступает за обводы планера. Возможно применение утопленных входных устройств и для сверхзвуковых самолетов. Обычно направляющая поверхность лотка имеет перед воздухозаборником горизонтальный участок для выравнивания потока. Естественным недостатком, присущим такой компоновке, является образование вихревых течений на боковых стенках лотка вдоль линий их сопряжения с фюзеляжем как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета самолета. Вихри попадают в заборник и на вход в двигатель. Повышается уровень возмущений на входе в двигатель, что приводит к снижению запаса газодинамической устойчивости силовой установки и ее эффективности. Уменьшается коэффициент восстановления полного давления воздухозаборника. Это явление усугубляется при выполнении маневров. Известным средством борьбы с этим явлением является установка аэродинамических выравнивающих гребней вдоль линий сопряжения боковых стенок лотка с фюзеляжем (см. Обзор ОНТИ ЦАГИ, N 658, 1975, с. 22-27). Гребень выступает над поверхностью фюзеляжа. В этом случае вихрь образуется вдоль верхней кромки гребня и отводится гребнем над поверхностью фюзеляжа, не попадая в воздухозаборник. Недостатком такого средства является повышенное сопротивление самолета. Кроме того, наличие гребней не предотвращает попадание в воздухозаборник вихревых следов, сорванных зон и т.д. от впереди расположенных элементов самолета, которые также обуславливает снижение запаса устойчивости силовой установки и увеличение потерь полного давления. Целью изобретения является повышение запаса устойчивости силовой установки путем предупреждения возникновения в воздушном потоке на участке перед плоскостью входа воздухозаборника отрывных течений и вихревых следов и шнуров. Для достижения указанной цели входное устройство силовой установки самолета, содержащее утопленный воздухозаборник, перед плоскостью входа которого расположен лоток, образованный криволинейной поверхностью, сопряженной в передней части с наружной поверхностью самолета, и двумя боковыми стенками, снабжено перфорированной перегородкой, установленной перед плоскостью входа воздухозаборника, при помощи которой участок лотка перед плоскостью входа частично отделен от потока наружного воздуха, омывающего наружную поверхность самолета, при этом боковые участки перфорированной перегородки установлены заподлицо с наружной поверхностью самолета на участках соединения ее с боковыми стенками лотка. На фиг.1 схематично изображено предлагаемое входное устройство; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 - вид Б на фиг.2; на фиг.4 - вихревые образования в сечении В-В на фиг.1. Утопленное входное устройство состоит из лотка 1, подводящего воздух с наружной поверхности самолета к воздухозаборнику 2. Лоток 1 имеет направляющую поверхность 3 и боковые стенки 4. Направляющая поверхность 3 лотка 1 - криволинейной формы с выравнивающим горизонтальным участком 5 перед воздухозаборником 2. Воздухозаборник 2 имеет обечайку 6 и клин 7 сжатия. Перед плоскостью входа 8 воздухозаборника 2 установлена перфорированная разделительная перегородка 9. Перегородка 9 может быть выполнена как с круглой, так и с щелевой перфорацией с нормальным или продольным направлением щелей, а также с комбинированной перфорацией. Воздух с помощью лотка 1, на участке которого перед плоскостью входа 8 заборника расположена перфорированная перегородка 9, подводится с поверхности планера к воздухозаборнику 2. Воздушный поток, направляемый в воздухозаборник, на участке лотка ограничен дополнительно перфорированной перегородкой 9 и отделен ею от потока наружного воздуха, омывающего наружную поверхность самолета. Течение газа вдоль перфорированной проницаемой границы имеет отличительные свойства по сравнению с течением вдоль твердых или свободных границ (Гроздовский Г.Л., Никольский А. А. , Свищев Г.П., Таганов Г.И. Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах. М.: Машиностроение, 1967). Перфорированная перегородка 9 разделяет наружный поток и внутренний поток в лотке. Вследствие проницаемости границы (через перфорационные отверстия в перегородке) между ними возможен обмен массами воздуха. С другой стороны, наличие твердых участков на перфорированной перегородке позволяет удерживать перепад давлений между внутренним и наружным потоками. Перегородка воздействует на течение воздуха в целом. Вдоль перегородки реализуется течение, которое сохраняет в какой-то мере как свойства течение газа со свободными границами (что имеет место при отсутствии перегородки), так и свойства течений газа с твердыми границами. Соотношение между ними определяется коэффициентом проницаемости разделительной перегородки Sотв. = Sотв./Sперег. Перфорированная перегородка 9 изменяет структуру и характер потока перед плоскостью входа 8 в заборник 2. Она препятствует распространению вниз по потоку (способствует разрушению) вихревых образований 12 на кромках боковых стенок 4 лотка 1, а также вихревых следов (шнуров), падающих на нее извне, например, вихревой след 11 от приемника воздушного давления 10. Кроме того, перфорированная граница 9 не отражает попадающих на нее возмущений из потока в лотке и обеспечивает затухание возмущений - волн сжатия или разрежения, отраженных от границ потока. Происходит выравнивание поля скоростей потока. Таким образом, на вход в воздухозаборник 2 происходит более равномерный поток с меньшими потерями полного давления и без явно выраженных вихревых следов. Все это приводит к повышению газодинамической устойчивости и эффективности силовой установки. Коэффициент проницаемости 
перфорированной перегородки и отдельных и ее участков, а также ее геометрические параметры определяются экспериментально применительно к конкретной компоновке.
Формула изобретения
ВХОДНОЕ УСТРОЙСТВО СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА, содержащее утопленный воздухозаборник, перед плоскостью входа которого расположен лоток, образованный поверхностью, сопряженной в передней части с наружной поверхностью самолета, и двумя боковыми стенками, отличающееся тем, что, с целью повышения запаса устойчивости силовой установки путем предупреждения возникновения в воздушном потоке на участке плоскости входа воздухозаборника отрывных течений и вихревых следов и шнуров, оно снабжено перфорированной перегородкой, установленной перед плоскостью входа воздухозаборника и частично отделяющей участок лотка перед плоскостью входа от потока наружного воздуха, омывающего наружную поверхность самолета, при этом боковые участки перфорированной перегородки установлены заподлицо с наружной поверхностью самолета на участках ее соединения с боковыми стенками лотка.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе
Номер и год публикации бюллетеня: 2-2002
Извещение опубликовано: 20.01.2002
