Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата и способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в таком устройстве

Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима. Имеется выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки панелей выровнены со скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима. Способ характеризуется использованием входного устройства. Группа изобретений направлена на улучшение рабочих характеристик входного устройства. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Варианты реализации настоящего раскрытия относятся в целом к сверхзвуковым входным устройствам для реактивных двигателей воздушных летательных аппаратов, а более конкретно, к входному устройству, выполненному в виде графического знака вставки (caret) и имеющему регулируемые геометрические характеристики для нерасчетных условий полета.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] К входным устройствам двигателей для сверхзвуковых воздушных летательных аппаратов предъявляются сложные требования с точки зрения аэродинамики на основе числа Маха и других условиях полета. Фиксированные геометрические характеристики входных устройств обычно имеют наивысшую эффективность при одном конкретном числе Маха и условии полета. Работа при других скоростях или условиях полета приводит к ухудшению аэродинамических рабочих характеристик или эффективности входного устройства. Чтобы обеспечить полет при различном числе Маха для повышения эффективности могут быть использованы механические системы для регулировки площади захвата и геометрических характеристик наклонного элемента входного устройства. Существующее техническое решение для регулируемых наклонных элементов и регулируемого и осуществляющего захват входного устройства реализовано в истребителе F-15 "Игл", выпускаемом компанией Boeing. Эта система входного устройства высокоэффективна и признано в качестве оптимальной конструкции входного устройства. Однако для истребителей следующего поколения требуется применение уникальных форм, в которых кромки отверстия входного устройства имеют большую стреловидность. В таких воздушных летательных аппаратах используется система входного устройства типа графического знака вставки (caret). Примерами воздушных летательных аппаратов, использующих такие входные устройства, являются истребитель F-18E/F "Супер Хорнет", выпускаемый компанией Boeing, и истребитель F-22 "Раптор", выпускаемый компанией Lockheed Martin. Эти входные устройства представляют собой входные устройства с фиксированными геометрическими характеристиками и были разработаны для оптимизации работы при полете с конкретным числом Маха. При числах Маха для нерасчетных режимов в системе входного устройства с фиксированными геометрическими характеристиками, скачок уплотнения может отсоединяться от передней кромки наклонного элемента входного устройства типа графического знака вставки, вследствие того что входное устройство не соответствует расчетному режиму. Кроме того, поле течения внутри отверстия входного устройства является трехмерным, и скачок уплотнения также является трехмерным. Сочетание этих факторов может привести к уменьшению общего коэффициента восстановления давления для входного устройства и увеличению деформации входного устройства.

[0003] Следовательно, существует необходимость в создании входного устройства, которое сможет обеспечить улучшение рабочих характеристик входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов посредством поддержания присоединенного двумерного скачка уплотнения и двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0004] Примеры вариантов реализации изобретения обеспечивают создание 20 входного устройства двигателя для эффективной работы при числе Маха для расчетного режима и числах Маха для нерасчетных режимов с входным устройством, имеющим конфигурацию в виде графического знака вставки, посредством поворотного выдвижения рабочих передних кромок на входном устройстве из отведенного положения, выровненного со скачком уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

[0005] Варианты реализации обеспечивают создание способа увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей на этапах, согласно которым обеспечивают входное устройство внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки; и выдвигают под углом рабочую переднюю кромку входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0006] Признаки, функции и преимущества, которые были описаны, могут быть получены независимо в различных вариантах реализации настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах реализации, дальнейшие подробности которых можно увидеть со ссылкой на последующее описание и фигуры чертежей.

[0007] На ФИГ. 1А показаны вид в перспективе части фюзеляжа и связанного входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, с репрезентативной секцией диффузора репрезентативного воздушного летательного аппарата;

[0008] На ФИГ. 1В показан вид сбоку воздушного летательного аппарата по ФИГ. 1А;

[0009] На ФИГ. 1С показан вид спереди воздушного летательного аппарата по ФИГ. 1А;

[00010] На ФИГ. 2А показано графическое представление виртуального клина с моделированием угла входного устройства для репрезентативного входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, при сверхзвуковой скорости;

[00011] На ФИГ. 2В показано графическое представление скачка уплотнения, созданного виртуальным клином;

[00012] На ФИГ. 2С показано графическое представление канала входного устройства с линией обтекания выступающей кромки при скачке уплотнения;

[00013] На ФИГ. 2D показано графическое представление канала входного устройства с отверстием, образованным полученной выступающей кромкой;

[00014] На ФИГ. 2Е показано графическое представление используемого входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, и секции диффузора, в которых используется канал входного устройства по ФИГ. 2D;

[00015] На ФИГ. 2F показан вид сбоку канала входного устройства со скачком уплотнения, созданным виртуальным клином при числе Маха для нерасчетного режима;

[00016] На ФИГ. 2G показано графическое представление канала входного устройства со скачком уплотнения, созданным виртуальным клином при числе Маха для нерасчетного режима по ФИГ. 2F;

[00017] На ФИГ. 3 показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в котором могут быть использованы варианты реализации, описанные в настоящем документе, с репрезентативным виртуальным клином, наложенным на изображение;

[00018] На ФИГ. 4 показан вид сбоку сечения входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и работающего при числе Маха для расчетного режима, с репрезентативным виртуальным клином, наложенным на изображение и показывающим создаваемые скачки уплотнения;

[00019] На ФИГ. 5А показано упрощенное графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и использующего панели в соответствии с необходимыми вариантами реализации, в закрытом положении, для ясности показанного перевернутым;

[00020] На ФИГ. 5В показано графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 4А с панелями в развернутом положении;

[00021] На ФИГ. 6А показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и работающего при числе Маха для расчетного режима, с наложенным виртуальным клином и с показом репрезентативного скачка уплотнения;

[00022] На ФИГ. 6В показан вид сбоку входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 5А, и работающего при числе Маха для нерасчетного режима, с наложенным виртуальным клином и с показом репрезентативного удара о панели, выдвинутые с передними кромками под углом удара;

[00023] На ФИГ. 6С показано графическое представление входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, по ФИГ. 5В, перевернутого для ясности и показывающего репрезентативный скачок уплотнения, с панелями, выдвинутыми с передними кромками под углом удара

[00024] На ФИГ. 7А и 7В показаны вид сверху и наглядное представление примера реализации используемого для воздушного летательного аппарата входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и встроенного в конструкцию наклонного элемента входного устройства, с панелями в отведенном положении;

[00025] На ФИГ. 8А и 8В показаны вид сверху и наглядное представление примера реализации используемого для воздушного летательного аппарата входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и встроенного в конструкцию наклонного элемента входного устройства, с панелями в выдвинутом положении;

[00026] На ФИГ. 9А и 9В показаны наглядное представление входного устройства и подробный вид наклонного элемента входного устройства, показывающие встраивание панелей в наклонный элемент для примерного варианта осуществления;

[00027] На ФИГ. 10 показано графическое представление угла, β, скачка уплотнения, в функциональной зависимости от угла, 9, виртуального клина для диапазона чисел Маха; и

[00028] На ФИГ. 11 показана блок-схема способа работы выдвижных панелей для согласованных нерасчетных рабочих характеристик во входном устройстве, выполненном в виде графического знака вставки.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[00029] Система и способы, описанные в настоящем документе, обеспечивают создание вариантов реализации отверстия входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки и получаемого на основе одного виртуального клина/ наклонного элемента. Особенностью входного устройства является выдвижная передняя кромка, образованная панелями передней кромки, которые разворачиваются при числах Маха для нерасчетных режимов, чтобы способствовать сохранению присоединенного скачка уплотнения для системы входного устройства, а также сохранению двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства. Сочетание этих факторов способствует увеличению коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшению деформации входного устройства.

[00030] Со ссылкой на ФИГ. 1А-1С показаны репрезентативные участки примера воздушного летательного аппарата, использующего варианты реализации входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, как описано в настоящем документе. Входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, установлено возле фюзеляжа 12. От входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, к реактивному двигателю (не показано) проходит диффузор 14. Передние кромки 16 наклонного элемента входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, имеют большую стреловидность. Форму передних кромок наклонного элемента и угол стреловидности задают на основе виртуального клина, установленного для числа Маха для номинального расчетного режима, как будет описано более подробно в дальнейшем. Пример виртуального клина 20 показан на ФИГ. 2А (изображения на ФИГ. 2А-2Е показаны в перевернутой перспективе для ясности). Сверхзвуковой поток, показанный стрелками 22, ударяющийся в виртуальный клин 20, приводит к возникновению виртуального скачка 24 уплотнения, как показано на ФИГ. 2В. Для данного профиля 25 входного устройства канала 26 входного устройства, линия обтекания (представленная стрелками 27) от профиля входного устройства выступающей кромки 28 с проецированием на виртуальный скачок 24 уплотнения обеспечивает задание входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, как показано на ФИГ. 2С. Полученный в результате канал 26 входного устройства виден из ФИГ. 2D, на которой скачок уплотнения удален для ясности.

[00031] Как показано на ФИГ. 2Е, полное входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, может быть реализовано с использованием передних кромок 16 наклонного элемента на основе выступающей кромки 28 (видно из ФИГ. 2D) для канала 26 входного устройства с углом входного устройства, соразмерным с виртуальным клином 20 и связанным скачком 24 уплотнения, созданным на кромке 32.

[00032] Полное входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, показано на ФИГ. 3. Входное устройство 10, выполненное в виде графического знака вставки, представляет собой участок в расчетной точке для свободного протекания потока, представленного стрелками 22, с вертикальным размером 34, который принимает необходимый поток воздуха при числе Маха для расчетной точки. Как показано на ФИГ. 4, косой скачок 36 уплотнения образуется на входе входного устройства, а нормальный скачок 38 уплотнения образуется во входном устройстве, при этом косой скачок уплотнения по существу соизмерим с виртуальным скачком уплотнения на основе виртуального клина 20, используемого при расчетном проектировании, как описано со ссылкой на ФИГ. 2А-2Е. Однако в условиях с числом Маха для нерасчетного режима, скачок 24' уплотнения, созданный виртуальным клином 20, изменяется по углу относительно скачка 24 уплотнения в расчетной точке, как показано на ФИГ. 2F и 2G (также для ясности показанного перевернутым).

[00033] Настоящие варианты реализации обеспечивают создание регулируемых панелей 40 для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, которые позволяют выдвигать рабочие передние кромки входного устройства для обеспечения работы при сверхзвуковых скоростях, отличающихся от числа Маха для номинального расчетного режима, как показано на ФИГ. 5А и 5В (для ясности показанного перевернутым). Как видно из ФИГ. 5А, с панелями 40 в отведенном положении, передняя кромка 42 каждой панели выровнена с передней кромкой 16 наклонного элемента входного устройства. Для выдвижения панели 40 поворачивают вокруг осей 43а и 43b, соответственно, выдвигают через переднюю вершину 44, которая расположена возле пересечения 46 передних кромок 16 наклонного элемента и по существу совпадает с пересечением 46 передних кромок 16 наклонного элемента. При выдвижении, как показано на ФИГ. 5В, передняя кромка 42 панели обеспечивает выдвижение под углом рабочей передней кромки от передней кромки 16 наклонного элемента.

[00034] Как видно из ФИГ. 6А, с панелями 40 в отведенном положении, угол передней кромки 16 наклонного элемента и передняя кромки 42 панели согласованы с углом косого удара 36, создаваемого входным устройством при числе Маха для расчетного режима. При числе Маха для нерасчетного режима, как показано на ФИГ. 6В и 6С, полученный косой скачок 36' уплотнения (соответствующий виртуальному скачку 24' уплотнения, полученному исходя из виртуального клина 20, как описано для ФИГ. 2F и 2G) имеет угол, который больше не согласован с углом передней кромки 16 наклонного элемента. ФИГ. 6С также для ясности показана перевернутой. Однако панель 40, выдвинутая поворотом вокруг оси через свою вершину 44, обеспечивает выравнивание передней кромки 42 панели, которая становится рабочей аэродинамической передней кромкой входного устройства, со скачком 36' уплотнения. Это выравнивание поддерживает физически присоединенный скачок уплотнения на расходящихся кромках входного устройства и, следовательно, эффективно на всем входном устройстве, а также обеспечивает поддержание двумерного поля течения внутри отверстия входного устройства для улучшения рабочих характеристик при числе Маха для нерасчетного режима. Панели 40 выполнены с возможностью поворота в диапазоне углов между полностью отведенным положением, как показано на ФИГ. 6А и полностью выдвинутым положением, как показано на ФИГ 6В, что обеспечивает согласованное выравнивание передних кромок 42 выдвинутой панели с диапазоном углов удара для диапазона скоростей при числе Маха для нерасчетного режима.

[00035] Выполнение выдвижных передних кромок для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, с использованием панелей показано на ФИГ. 7А-7В (для ясности показанного перевернутым). Панели 40 опираются на наклонный элемент 48 отверстия входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, и могут иметь конструкционную опору на внутренней или наружной поверхности или внутри конструкции наклонного элемента, как показано для этого примера варианта реализации изобретения. Панели 40 могут быть снабжены одним или большим количеством дугообразных щелевых отверстий 50, в которых размещены направляющие штифты 52, чтобы обеспечивать угловое выравнивание панелей при повороте вокруг вершины 44. Для данного варианта реализации изобретения на чертежах показано два дугообразных щелевых отверстия, которые вместе задают поворотное выдвижение панели. Альтернативно может быть использовано одно дугообразное щелевое отверстие в сочетании с шарниром по существу на вершине 44. Для показанного варианта реализации изобретения приведение панелей в действие может быть осуществлено с помощью гидравлических или электромеханических исполнительных механизмов.

[00036] Как видно из ФИГ. 8А и 8В (для ясности показанных перевернутыми), выдвижение панелей 40 поворотом вокруг вершины 44 при движении, регулируемым дугообразными щелевыми отверстиями 50 и направляющими штифтами 52, приводит к выдвижению передней кромки 42 панели под углом наружу от передней кромки 16 наклонного элемента. Такое размещение рабочей передней кромки входного устройства посредством выравнивания передней кромки 42 панели с косым скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима, как описано в отношении ФИГ. 6В и 6С, обеспечивает присоединенный скачок уплотнения, необходимый для улучшения рабочих характеристик.

[00037] Панели 40 могут быть встроены в конструкцию наклонного элемента 54 во входном устройстве 10, как видно из ФИГ. 9А и 9В (для ясности показанного перевернутым). Наклонный элемент 48 для показанного варианта реализации имеет внутреннюю стенку 56 канала 26 входного устройства и внешнюю стенку 58 на входном устройстве 10, выполненном за одно целое и в виде графического знака вставки. Панели 40 установлены между внутренней стенкой 56 и внешней стенкой 58 и выдвигаются через щелевое отверстие 60 в передней кромке 16 входного устройства. В альтернативных вариантах реализации панели могут быть установлены на внутренней стенке 56 с соответствующей обработкой передней кромки 42 панели и/или передней кромки 16 наклонного элемента для аэродинамических требований.

[00038] Как было отмечено выше, панели 40 могут быть повернуты в диапазоне движения, чтобы обеспечить выравнивание передней кромки 42 панели в качестве рабочей передней кромки входного устройства с диапазоном скачков уплотнения для нерасчетного режима, в результате чего поддерживается эффективность входного устройства в диапазоне скоростей при числе Маха ниже расчетного режима. На ФИГ. 10 показан угол, β, скачка уплотнения в функциональной зависимости от угла, θ, виртуального клина для диапазона чисел Маха. Для установления необходимого угла выдвижения панели для данного угла виртуального клина используют число Маха для нерасчетного режима, чтобы определить скачок уплотнения для нерасчетного режима. Затем панели выдвигают на указанный угол, чтобы соответствовать углу скачка уплотнения для нерасчетного режима. С использованием ФИГ. 10 определяют максимальное число Маха для входного устройства или расчетную точку; в этом примере М 2, как обозначено линией 1002. Затем задают угол виртуального клина для входного устройства; в этом примере устанавливают клин величиной 8 градусов с созданием линии 1004. Из ФИГ. 10 можно увидеть, что при числе Маха для расчетного режима угол скачка уплотнения составляет примерно 37 градусов, линия 1006. При числе Маха для нерасчетного режима, например М 1, 4, скачок уплотнения, создаваемый входным устройством, выполненным в виде графического знака вставки, составляет примерно 59 градусов, линия 1008, или при М 1, 6 скачок уплотнения составляет примерно 48 градусов, линия 1010. Затем для размещения панелей составляют такое расписание, что при числах Маха для нерасчетных режимов полета передняя кромка панели находится на плоскости скачка уплотнения. Раскрытые варианты реализации не ограничены виртуальным клином с фиксированным углом. В конструкции с виртуальным клином с регулируемыми геометрическими характеристиками могут быть использованы панели.

[00039] На ФИГ. 11 показан способ увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей, обеспечиваемых раскрытыми вариантами реализации изобретения. Входное устройство внешнего сжатия, выполненное в виде графического знака вставки, выполнено имеющим наклонный элемент под углом. Для обеспечения работы входного устройства внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки, для этого входного устройства устанавливают число Маха для номинального сверхзвукового режима, этап 1102, и устанавливают требование к восстановлению давления для входного устройства, этап 1104, чтобы задать виртуальный клин, имеющий определенный угол, этап 1106. Определяют виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, этап 1108, и линию обтекания проецируют на виртуальный скачок уплотнения от профиля входного устройства (формы отверстия), чтобы получить форму передней кромки и стреловидный угол кромки, этап 1110, и задают отверстие входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки, этап 1112. Для поддержания присоединенного скачка на рабочей передней кромке входного устройства сопла в диапазоне скоростей при отклонении от числа Маха для номинального сверхзвукового режима работы, на входном устройстве выполняют рабочие передние кромки, выдвигаемые под углом с использованием поворотных панелей, этап 1114. При работе с числом Маха для номинального сверхзвукового режима работы, отводят панели с передней кромкой панели, выровненной с входным устройством передней кромкой наклонного элемента, этап 1116. При работе со скоростью нерасчетного режима, выполняют определение изменения угла косого удара на основе виртуального клина, этап 1118, и панели поворачивают вокруг вершины возле пика наклонного элемента входного устройства, чтобы выдвинуть передние кромки панелей для выравнивания рабочей передней кромки с измененным углом косого удара, этап 1120.

Иллюстративные неисключительные примеры объекта изобретения согласно настоящему раскрытию описаны в нижеследующих пунктах А1-С19:

А1. Входное устройство двигателя для эффективной работы при числе Маха для нерасчетного режима, содержащее:

входное устройство 10, имеющее конфигурацию в виде графического знака вставки;

рабочие передние кромки на входном устройстве, выполненные поворотными и с возможностью выдвижения из отведенного положения, выровненного со скачком 36 уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

А2. Входное устройство двигателя по пункту А1, в котором рабочие передние кромки содержат панели 40, выполненные с возможностью выдвижения от передних кромок 16 наклонного элемента входного устройства 10 и имеющие первое отведенное положение с передними кромками 42 панелей, выровненного с передней кромкой входного устройства, и второе выдвинутое положение, причем указанное выдвинутое положение приводит к выравниванию передних кромок панелей со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

A3. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А1-А2, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.

А4. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А3, в котором панели 40 выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины 44 по существу на пересечении 46 передних кромок наклонного элемента входного устройства 10 для выдвижения под углом.

А5. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А4, в котором панели 40 встроены в наклонный элемент 48 между внутренней стенкой 56 канала и внешней стенкой 58 канала.

А6. Входное устройство двигателя по пункту А5, в котором передняя кромка 42 панелей 40 выдвигается через щелевые отверстия 60 в передней кромке 16 наклонного элемента 48.

А7. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А6, в котором панели 40 содержат по меньшей мере одно дугообразное щелевое отверстие 50, размещенное на штифте 52, причем штифт направляет щелевое отверстие во время поворота панели.

А8. Входное устройство двигателя по любому из пунктов А2-А7, в котором панели 40 содержат два дугообразных щелевых отверстия 50, размещенные на соответствующих штифтах 52,

причем штифты направляют щелевые отверстия для выполнения поворота панели во время выдвижения.

В9. Воздушный летательный аппарат, содержащий:

фюзеляж 12;

входное устройство 10, имеющее конфигурацию в виде графического знака вставки, установленное возле фюзеляжа и соединенное с диффузором 14;

рабочие передние кромки на входном устройстве, выполненные поворотными и с возможностью выдвижения из отведенного положения, выровненного со скачком 36 уплотнения при числе Маха для расчетного режима, в выдвинутое положение, выровненное со скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

В10. Воздушный летательный аппарат по пункту В9, в котором рабочие передние кромки содержат панели 40, выполненные с возможностью выдвижения от передних кромок 16 наклонного элемента входного устройства 10 и имеющие первое отведенное положение с передними кромками 42 панелей, выровненными с передней кромкой входного устройства, и второе выдвинутое положение, причем указанное выдвинутое положение приводит к выравниванию передних кромок панелей с указанным скачком 36' уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

В11. Воздушный летательный аппарат по любому из пунктов В9-В10, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.

В12. Воздушный летательный аппарат по любому из пунктов В10-В11, в котором панели 40 выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины 44 возле пересечения 46 передних кромок 42 наклонного элемента входного устройства 10 для выдвижения под углом.

С13. Способ увеличения коэффициента восстановления давления для входного устройства и уменьшения деформации входного устройства посредством поддержания присоединенного скачка уплотнения 24 по меньшей мере на части входного устройства 10, выполненного в виде графического знака вставки, в диапазоне скоростей, согласно которому:

обеспечивают входное устройство внешнего сжатия, выполненное в виде графического знака вставки; и

выдвигают под углом рабочую переднюю кромку входного устройства при числах Маха для нерасчетных режимов.

С14. Способ по пункту С13, в котором этап обеспечения входного устройства 10 внешнего сжатия, выполненного в виде графического знака вставки, содержит операции, согласно которым:

устанавливают 1102 для входного устройства число Маха для номинального сверхзвукового режима;

задают 1106 виртуальный клин 20, имеющий определенный угол, на основе числа Маха для номинального сверхзвукового режима и

задают 1110 линию обтекания от профиля входного устройства для выступающей кромки с проецированием на виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, в качестве передней кромки 16 для входного устройства, выполненного в виде графического знака вставки.

С15. Способ по пункту С14, согласно которому дополнительно:

определяют 1108 угол наклона косого скачка уплотнения исходя из виртуального клина 20 для числа Маха для нерасчетного режима;

выдвигают 1120 рабочую переднюю кромку для выравнивания с углом наклона косого скачка уплотнения.

С16. Способ по любому из пунктов С13-С15, в котором этап выдвижения 1120 рабочей передней кромки содержит выдвижение панелей 40 от передней кромки 42 наклонного элемента входного устройства 10.

С17. Способ по любому из пунктов С13-С16, согласно которому дополнительно выравнивают передние кромки 42 панелей 40 с передней кромкой 16 наклонного элемента при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы.

С18. Способ по любому из пунктов С16-С17, в котором этап выдвижения 1120 панелей 40 дополнительно содержит поворот панели вокруг вершины 44.

С19. Способ по пункту С18, в котором вершина 44 находится возле пересечения 46 передних кромок 42 наклонного элемента 40.

После подробного описания различных вариантов реализации настоящего изобретения, как того требует патентное законодательство, специалистам в данной области техники будут очевидны модификации и замены для конкретных вариантов реализации, раскрытых в настоящем документе. Такие модификации находятся в пределах объема и целей настоящего изобретения, как определено в следующей формуле изобретения.

1. Сверхзвуковое входное устройство (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, содержащее:

наклонный элемент, имеющий передние кромки (16);

рабочие передние кромки на наклонном элементе,

причем рабочие передние кромки содержат панели (40), выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок (16) наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки (42) панелей и передние кромки (16) наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима, и выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки (42) панелей выровнены со скачком (36') уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима.

2. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором выдвинутое положение содержит диапазон положений для выравнивания с диапазоном углов скачка уплотнения, соответствующих диапазону чисел Маха для нерасчетных режимов.

3. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором панели (40) выполнены с возможностью поворота вокруг передней вершины (44) по существу на пересечении (46) передних кромок наклонного элемента входного устройства (10) для выдвижения под углом.

4. Сверхзвуковое входное устройство по п. 1, в котором панели (40) встроены в наклонный элемент (48) между внутренней стенкой (56) канала и внешней стенкой (58) канала.

5. Сверхзвуковое входное устройство по п. 4, в котором передняя кромка (42) панелей (40) выдвигается через щелевые отверстия (60) в передней кромке (16) наклонного элемента (48).

6. Сверхзвуковое входное устройство по п. 3, в котором панели (40) содержат по меньшей мере одно дугообразное щелевое отверстие (50), размещенное на штифте (52), причем штифт (52) направляет щелевое отверстие (50) во время поворота панели (40).

7. Сверхзвуковое входное устройство по п. 3, в котором панели (40) содержат два дугообразных щелевых отверстия (50), размещенные на соответствующих штифтах (52), причем штифты (52) направляют щелевые отверстия (50) для выполнения поворота панели (40) во время выдвижения.

8. Способ поддержания присоединенного скачка уплотнения в сверхзвуковом входном устройстве (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, согласно которому:

обеспечивают наличие сверхзвукового входного устройства (10) для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата, содержащего:

наклонный элемент, имеющий передние кромки (16);

рабочие передние кромки на наклонном элементе,

причем рабочие передние кромки содержат панели (40), выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок (16) наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки (42) панелей и передние кромки (16) наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима, и выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки (42) панелей выровнены со скачком (36') уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима,

а согласно указанному способу также выдвигают (1120) под углом, при числах Маха для нерасчетных режимов, рабочую переднюю кромку входного устройства (10) из указанного отведенного положения в указанное выдвинутое положение путем поворота панелей (40).

9. Способ по п. 8, согласно которому этап обеспечения наличия сверхзвукового входного устройства (10) дополнительно содержит операции, согласно которым:

устанавливают (1102) для входного устройства (10) число Маха для номинального сверхзвукового режима;

задают (1106) виртуальный клин (20), имеющий определенный угол, на основе числа Маха для номинального сверхзвукового режима и

задают (1110) линию обтекания от профиля входного устройства (10) для выступающей кромки (28) с проецированием на виртуальный скачок уплотнения, возникающий от виртуального клина при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы, в качестве передней кромки (16) для входного устройства (10).

10. Способ по п. 9, согласно которому дополнительно:

определяют (1108) угол наклона косого скачка уплотнения исходя из виртуального клина (20) для числа Маха для нерасчетного режима;

при этом выдвижение (1120) рабочей передней кромки осуществляют до обеспечения ее выравнивания с определенным углом наклона косого скачка уплотнения.

11. Способ по п. 10, согласно которому дополнительно выравнивают передние кромки (42) панелей (40) с передней кромкой (16) наклонного элемента при числе Маха для номинального сверхзвукового режима работы.

12. Способ по п. 8, в котором панели (40) поворачивают вокруг вершины (44).

13. Способ по п. 12, в котором вершина (44) находится возле пересечения (46) передних кромок (42) наклонного элемента (40).



 

Похожие патенты:

Воздухозаборник (110) двигателя самолета содержит гибкий впуск (120), сформированный из деформируемого материала, который содержит внешнюю поверхность (211), внутреннюю поверхность (212) и множество кромок (213), которые прикреплены к обшивке (240) фюзеляжа самолета и к воздухозаборному каналу (250) двигателя самолета.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к элементам конструкции промежуточных корпусов газотурбинных двигателей. Указанный технический результат достигается тем, что промежуточный корпус турбомашины с разделителем потока, содержащий силовые стойки, размещенные между наружным и внутренним контурами и соединенные между собой кольцевым коническим разделителем потока турбомашины, согласно изобретению разделитель потока выполнен составным в виде подвижных и неподвижных секторов, причем неподвижные сектора выполнены за одно целое с силовыми стойками, между которыми расположены подвижные сектора, торцевые стенки которых соединены поворотными осями с близлежащими неподвижными секторами, а задние стенки подвижных секторов кинематически соединены с приводом, размещенным на промежуточном корпусе.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям. Двигательная установка содержит гондолу.

Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем.

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник.

Изобретение относится к авиации, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам силовых установок сверхзвуковых самолетов. .

Изобретение относится к соединительному устройству между двумя деталями. .

Изобретение относится к вентиляционному воздухозаборному устройству с подвижным перекрывающим средством. .

Воздухозаборник (110) двигателя самолета содержит гибкий впуск (120), сформированный из деформируемого материала, который содержит внешнюю поверхность (211), внутреннюю поверхность (212) и множество кромок (213), которые прикреплены к обшивке (240) фюзеляжа самолета и к воздухозаборному каналу (250) двигателя самолета.

Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя.

Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей.

Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) фиксаторами (5) корпуса воздухозаборника (3).

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия включает в себя участок внешнего сжатия с поверхностью внешнего сжатия (1), выполненного в виде заостренной спереди, по передней кромке носа, дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности.

Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси.

Защитное устройство для авиационного двигателя для защиты авиационного двигателя от засасывания крупных объектов содержит в целом конусообразный корпус, секцию основания заднего конца корпуса защитного устройства и секцию колпака на дистальном переднем конце корпуса защитного устройства, по меньшей мере три вертикальные проходящие по периферии стенки, расположенные между основанием и секцией колпака, при этом следующие друг за другом периферийные стенки имеют разные периферийные размеры, являются цилиндрическими по периферии, с увеличением размера от основания к секции колпака.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет в нижней части две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вверх на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вниз на угол αn=25°-30°.

Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вниз на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вверх на угол αn=25°-30°.

Изобретение относится к обработке воздуха в отсеках самолета. Способ вентиляции пассажирского салона заключается в очистке рециркуляционного воздуха из пассажирского салона и предварительном смешивании с соответствующими потоками свежего кондиционированного воздуха.

Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком уплотнения при числе Маха для расчетного режима. Имеется выдвинутое положение, в котором рабочие передние кромки панелей выровнены со скачком уплотнения при числе Маха для нерасчетного режима. Способ характеризуется использованием входного устройства. Группа изобретений направлена на улучшение рабочих характеристик входного устройства. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Наверх