Воздухозаборник самолета

Изобретение относится к воздухозаборникам двигателей летательных аппаратов. Воздухозаборник самолета содержит криволинейный воздушный канал (1). По ширине канала (1) вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала (1) установлена пластина (5). Пластина (5) установлена по длине канала (1) в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала (1), со сдвигом относительно центральной линии канала (1) на расстоянии ±0,15 диаметра D входа (4) в двигатель. Пластина (5) выполнена с использованием звукопоглощающего материала, имеет постоянную толщину основной части и сглаженные (закругленные) профили переднего и/или задний торцов. Изобретение улучшает аэродинамические характеристики воздухозаборника летательного аппарата за счет уменьшения потерь полного давления на входе в двигатель в диапазоне рабочих расходов через двигатель. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники - к конструкциям летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам, улучшающим устойчивость работы двигателей летательных аппаратов с криволинейными каналами воздухозаборников.

При разработке перспективных летательных аппаратов интегральных компоновок часто применяются криволинейные каналы воздухозаборников. Выбор такого рода входных устройств обусловлен двумя факторами. Первым является необходимость разместить силовую установку при плотной компоновке летательного аппарата с обходом некоторых элементов конструкции. Вторым - необходимость экранирования работающей силовой установки с целью повышения акустических характеристик летательного аппарата при использовании звукопоглощающих устройств.

Основной проблемой, ограничивающей использование криволинейных каналов входных устройств, является существенное увеличение потерь полного давления, а также существенная неравномерность потока в выходном сечении канала, которая может повлечь за собой нарушение газодинамической устойчивости двигателя. Главным источником такого рода негативных явлений является наличие развитой отрывной зоны в месте изгиба канала.

Известно техническое решение (RU 93006198, МПК B64D 33/02), которое позволяет при небольшом увеличении массы стабилизировать течение струй воздуха во входном канале воздухозаборника на стояночном режиме и в режиме взлета. Дозвуковой воздухозаборник содержит кольцевой носок и цилиндрическое разделительное кольцо. Кольцо выполнено со средним диаметром, равным 0,85…0,95 от диаметра горла носка воздухозаборника, а плоскость среза губы разделительного кольца расположена в плоскости среза губы кольцевого носка. Однако данное техническое решение возможно применять только для воздухозаборников без криволинейных каналов с круглым сечением.

Наиболее близким по технической сущности и назначению может быть принято техническое решение, в котором в криволинейном воздушном канале воздухозаборника самолета установлена противорадиолокационная решетка под углом, составляющим от 30° до 90° относительно продольной оси канала (RU 2623031, МПК B64D 33/02). Воздушный канал ограничен стенками воздухозаборника, а также подвижными панелями. С одной стороны воздушный канал открыт для поступления воздушного потока через вход воздухозаборника, а с другой стороны от входа воздушный канал соединен с входным направляющим аппаратом. Длина решетки в направлении, параллельном продольной оси канала, зависит от диаметра воздушного канала в месте установки решетки и находится в пределах от 0,3 до 0,6 диаметра воздушного канала. Расстояние по продольной оси воздушного канала от решетки до входного направляющего аппарата составляет от 0,7 до 1,2 диаметра канала. Изобретение снижает радиолокационную заметность воздухозаборника самолета путем увеличения радиопоглощающей и радиогасящей способности воздушного канала за счет удлинения его отражающих плоскостей. Недостатком данного технического решения является то, что такие решетки не улучшают или ухудшают аэродинамические характеристики воздухозаборника.

Техническим результатом данного изобретения является улучшение аэродинамических характеристик за счет уменьшения потерь полного давления на входе в двигатель в диапазоне рабочих расходов через двигатель.

Технический результат достигается тем, что в воздухозаборнике самолета, включающем криволинейный воздушный канал, по ширине канала вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала установлена пластина.

Пластина установлена по длине канала в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала. Пластина установлена со сдвигом относительно центральной линии канала на расстоянии ±0,15 диаметра D входа в двигатель. Пластина имеет постоянную толщину основной части и сглаженные (закругленные) профили переднего и/или заднего торцов. Пластина закруглена в плоскости пластины с одной или двух торцевых частей и выполнена с использованием звукопоглощающего материала.

На фигуре изображен воздухозаборник самолета.

Воздухозаборник содержит криволинейный воздушный канал 1, ограниченный стенками воздухозаборника 2. С одной стороны воздушный канал 1 открыт для поступления воздушного потока через вход 3 воздухозаборника некруглого сечения, а с другой стороны от входа 3 воздушный канал 1 соединен с входом в двигатель 4 круглого сечения. В воздушном криволинейном канале 1 воздухозаборника летательного аппарата по ширине канала 1 вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала установлена пластина 5. Пластина 5 установлена по длине канала 1 в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала. Пластина 5 имеет постоянную толщину основной части и сглаженные (закругленные) профили переднего и/или заднего торцов. Вдоль оси криволинейного канала пластина 5 имеет форму, задаваемую кривой типа «сплайн» по трем точкам. Длина пластины 5 в направлении вдоль канала 1, зависит от длины L воздушного канала 1. Начало пластины может быть расположено на расстоянии 0,25-0,35 L от входа 3 в канал, а конец пластины - на расстоянии 0,8-1 L от входа 3 в канал. По высоте расположение пластины 5 зависит от диаметра D воздушного канала 1 в месте входа в двигатель 4 и находится в пределах ±0,15 D от центра канала. Конкретные значения размера и положения пластины зависят от геометрии канала.

Устройство работает следующим образом: наличие пластины 5 создает благоприятный градиент давления и препятствует перетеканию потока из зоны высокого давления в зону низкого (с нижней части канала 1 на верхнюю). При этом отрыв в месте изгиба канала не образуется, что позволяет проектировать изогнутые каналы с большей кривизной с безотрывным обтеканием. Результат достигается путем оптимизации формы пластины 5 (ее геометрии и положения) для минимизации потерь полного давления и неравномерности потока на выходе 4 из канала 5. Изобретение улучшает аэродинамические характеристики воздухозаборника летательного аппарата за счет более высоких уровней коэффициента восстановления полного давления и более низких уровней неравномерности потока на входе в двигатель.

1. Воздухозаборник самолета, включающий криволинейный воздушный канал, отличающийся тем, что по ширине канала вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала установлена пластина.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что пластина установлена по длине канала в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что пластина установлена со сдвигом относительно центральной линии канала на расстоянии ±0,15 диаметра D входа в двигатель.

4. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что пластина имеет постоянную толщину основной части и сглаженные (закругленные) профили переднего и/или заднего торцов.

5. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что пластина закруглена в плоскости пластины с одной или двух торцевых частей.

6. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что пластина выполнена с использованием звукопоглощающего материала.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а более конкретно к устройству для торможения в атмосфере. Устройство для торможения и защиты спускаемого летательного аппарата в атмосфере содержит экран в виде трубчато-решетчатой конструкции, каркас которой закреплен на фронтальной поверхности летательного аппарата.

Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола (10) содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14).

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.

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 воздухозаборникам двигателей летательных аппаратов. Воздухозаборник самолета содержит криволинейный воздушный канал. По ширине канала вдоль его центральной линии, как минимум в месте изгиба канала установлена пластина. Пластина установлена по длине канала в диапазоне от 0,25 L до 1 L, где L - длина канала, со сдвигом относительно центральной линии канала на расстоянии ±0,15 диаметра D входа в двигатель. Пластина выполнена с использованием звукопоглощающего материала, имеет постоянную толщину основной части и сглаженные профили переднего иили задний торцов. Изобретение улучшает аэродинамические характеристики воздухозаборника летательного аппарата за счет уменьшения потерь полного давления на входе в двигатель в диапазоне рабочих расходов через двигатель. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх