Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата

Авторы патента:

B64D33/02 - заборников первичного воздуха (устройства для впуска воздуха для газотурбинных установок или реактивных двигателей как таковые F02C 7/04; воздухозаборники для двигателей внутреннего сгорания вообще F02M 35/00)

Владельцы патента RU 2782411:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к летательным аппаратам. Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата содержит центральное тело (1), обечайку (2), профилированную переднюю кромку (3), образующую входное отверстие (4) воздухозаборного устройства и канал воздухозаборного устройства. Центральное тело (1) образовано боковыми поверхностями (5) и поверхностью торможения (6), полученной из вырезки обратного конического течения. Достигается повышение эффективности работы двигательной установки в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик. 3 ил.

Изобретение относится к области оборудования летательных аппаратов, а именно к воздухозаборным устройствам сверхзвуковых летательных аппаратов.

При создании высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) общей проблемой является разработка эффективных двигательных установок (ДУ), значительное влияние на работу которых оказывают воздухозаборные устройства (ВЗУ).

Лобовые ВЗУ с расположением входа в ВЗУ в носовой части летательного аппарата эффективны при работе на малых углах атаки, но обладают пониженным запасом газодинамической устойчивости при работе на больших углах атаки и при высотных режимах.

Регулируемые ВЗУ с изменяемой геометрией позволяют компенсировать недостатки конструкции входов и каналов ВЗУ и позволяют осуществлять работу ДУ на различных скоростных режимах, но ухудшают весовые и компоновочные характеристики летательных аппаратов, а также приводят к снижению надежности работы ДУ и ЛА.

В связи с этим в настоящее время получили широкое развитие нерегулируемые ВЗУ с постоянной геометрией.

Из уровня техники известно воздухозаборное устройство самолета, образованное обечайкой, передние кромки которой образуют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборного устройства (описание к патенту США №5249542 от 28.05.1996). Воздухозаборное устройство имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника, и который позволяет одновременно отклонить пограничный слой и исключить его попадание в воздухозаборное устройство, за счет чего увеличить эффективную тягу.

К недостаткам воздухозаборного устройства самолета следует отнести то, что оно не позволяет осуществлять эффективную работу ДУ при скорости выше 2-3 М.

Известны воздухозаборные устройства крылатой ракеты ASMP-A, разработанной французской фирмой Aerospatiale (www.dogswar.ru/boepripasy/snariady-rakety/8506-krylataia-raketa-voz.htmU https://missilery.info/missile/asmp, www.airwar.ru/weapon/kr/asmp.html), которые выполнены прямоугольными, с неизменяемой геометрией, и расположены по бокам фюзеляжа.

Известны воздухозаборные устройства авиационной ракеты XASM-3, созданной японской корпорацией Mitsubishi Heavy Industries (foto-i-mir.ru/missile-asm-3-japan/, https.//www.globalsecurity.org/military/world/japan/ asm-3.htm), которые выполнены прямоугольными, сверхзвуковыми, с неизменяемой геометрией, и расположены под фюзеляжем ракеты.

Недостатками известных воздухозаборных устройств ракет ASMP-A и XASM-3 являются неоптимальные параметры входов и каналов воздухозаборных устройств, что не позволяет достичь эффективности работы двигательной установки в различных скоростных режимах без снижения габаритных и компоновочных характеристик летательных аппаратов.

Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является необходимость создания воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата, позволяющего эффективную работу двигательной установки в различных скоростных режимах.

Техническая проблема решается за счет того, что в состав воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата входят центральное тело, обечайка, профилированная передняя кромка, образующая входное отверстие воздухозаборного устройства, канал воздухозаборного устройства, при этом центральное тело образовано боковыми поверхностями и поверхностью торможения, которая получена из вырезки обратного конического течения, является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени, в сечении центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства поверхность первой ступени представляет собой прямую с углом наклона к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства в диапазоне 10÷20°, а поверхность второй ступени - изоэнтропу, угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства изменяется в диапазоне 15÷30°, а краевая линия передней кромки входного отверстия воздухозаборного устройства эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.

Технический результат заключается в том, что воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг. 1 изображена трехмерная модель воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата.

На фиг. 2 изображено сечение поверхности торможения центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства.

На фиг. 3 изображено сечение центрального тела плоскостью, перпендикулярной продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.

На фиг. 1-3 позициями обозначены:

1 - центральное тело;

2 - обечайка;

3 - передняя кромка;

4 - входное отверстие воздухозаборного устройства;

5 - боковая поверхность;

6 - поверхность торможения;

7 - горло канала воздухозаборного устройства.

Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) содержит центральное тело 1, обечайку 2, переднюю кромку 3, образующую входное отверстие воздухозаборного устройства 4, и канал воздухозаборного устройства (на фиг. не показано).

Центральное тело 1 образовано боковыми поверхностями 5 и поверхностью торможения 6, которая получена из вырезки обратного конического течения методом газодинамического конструирования (см. [1], [2]), является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени.

При сечении центрального тела 1 продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства образуется линия Ь, которая для поверхности первой ступени имеет форму прямой, проекция на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а₁ и имеет наклон Θ₁=10÷20° к продольной оси Ох, а для поверхности второй ступени - изоэнтропы, проекция которой на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а₂, и угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства Θ₂=15÷30°. Краевая линия передней кромки 3 входного отверстия воздухозаборного устройства 4 эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства.

Передняя кромка 3 выполнена профилированной и имеет сложную пространственную форму с непрерывным изменением кривизны поверхности, определяемой расчетным и/или экспериментальным способом в зависимости от режимов полетов и двигательной установки летательного аппарата. Передняя кромка 3 выполнена с пространственным сопряжением со стенками канала воздухозаборного устройства.

Канал воздухозаборного устройства выполнен криволинейным (на фиг. не показано), и расположен от входного отверстия воздухозаборного устройства 4 до входа в двигательную установку. Площадь горла 7 канала воздухозаборного устройства составляет 0,5÷0,9 площади входного отверстия воздухозаборного устройства 4.

При установке на сверхзвуковом летательном аппарате воздухозаборное устройство расположено в пределах обводов фюзеляжа. Параметры первой и второй ступеней торможения можно варьировать, что позволяет обеспечить компоновочные требования и требования радиолокационной заметности с внутренними характеристиками на уровне или выше вариантов воздухозаборных устройств классической формы при условии использования известных методов разработки, например, способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, описанного в [3].

Воздухозаборное устройство работает следующим образом:

Производят пуск сверхзвукового летательного аппарата. Сверхзвуковой летательный аппарат начинает движение в набегающем потоке согласно полетному заданию с начальной скоростью, необходимой для запуска двигательной установки, при этом набегающий поток поступает в воздухозаборное устройство с формированием пограничного слоя. При попадании воздушной струи на центральное тело 1 происходит сжатие струи по расходящимся направлениям без интенсивных скачков и градиентов давления, и на входе в канал воздухозаборного устройства реализуют расчетную схему течения, за счет чего обеспечивают работу двигательной установки в заданном режиме.

Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата предназначено для применения в области оборудования сверхзвуковых летательных аппаратов и позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки сверхзвукового летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.

Источники информации

1. Келдыш В.В., Г.И. Майкапар. «Газодинамическое конструирование гиперзвуковых самолетов». МЖГ, г. Москва, №3, 1969 г.

2. Гунько Ю.П., Мажуль И.И. «Теоретические и экспериментальные исследования тел пространственной конфигурации. Особенности аэродинамики пространственных тел, построенных методом газодинамического конструирования». ИТПМ СО АН СССР, г. Новосибирск, отчет №904, 1977 г.

3. Патент RU №2683017, МПК B64F 5/00, G06F 17/50, B64D 27/02.

Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата, в состав которого входят центральное тело, обечайка, профилированная передняя кромка, образующая входное отверстие воздухозаборного устройства, канал воздухозаборного устройства, отличающееся тем, что центральное тело образовано боковыми поверхностями и поверхностью торможения, которая получена из вырезки обратного конического течения, является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени, в сечении центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства поверхность первой ступени представляет собой прямую с углом наклона к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства в диапазоне 10÷20°, а поверхность второй ступени - изоэнтропу, угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства изменяется в диапазоне 15÷30°, а краевая линия передней кромки входного отверстия воздухозаборного устройства эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит корпус воздухозаборника с обечайкой, расположенный непосредственно на поверхности летательного аппарата, и горло, за которым расположен по меньшей мере один дозвуковой диффузор.

Защитный блок двигателя самолета от попадания птиц и способ его использования // 2778947

Изобретение относится к устройствам для защиты воздухозаборника двигателя самолета от попадания птиц. Защитный блок двигателя самолета от попадания птиц, включающий защитный экран, перекрывающий вход воздухозаборника.

Магистральный самолет // 2777129

Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный самолет содержит фюзеляж, центральная часть которого включена в единую конструкцию с консолями крыла, силовую установку, содержащую двигатели и воздухозаборники.

Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата // 2766238

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата (ЛА). Воздухозаборник содержит поворотный элемент, установленный в воздушном канале и предназначенный для изменения площади поперечного сечения.

Воздухозаборное устройство вертолета // 2755550

Изобретение относится к воздухозаборным устройствам вертолетных газотурбинных двигателей. Воздухозаборное устройство вертолета для газотурбинного двигателя, обеспечивающее очистку воздуха от посторонних предметов, в том числе мелкого гравия, песка и пыли, характеризуется тем, что передняя часть внешней оболочки обтекателя (6) имеет конусообразную форму, а образующая конусной оболочки направлена от передней кромки (21') входного отверстия канала обтекателя назад и к периферии и соединяется с последующей частью контурной линии обтекателя (6), формирующей канал сепаратора.

Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата // 2747333

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Воздухозаборное устройство (1) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержит канал (2) с входным окном (3) в виде кольцевого сегмента и критическим сечением (4) и многоскачковое тело торможения воздушного потока.

Входное устройство прямоточного воздушно-реактивного двигателя // 2746615

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям входных устройств, и может быть использовано в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Разработано входное устройство для подвода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, состоящее из прямоугольного корпуса, в головной части которого на верхней и нижней образующих его гранях шарнирно установлены две обечайки, внутри корпуса установлен пространственный клин, равный по ширине корпусу воздухозаборника и состоящий из граней, образующих две поверхности сжатия, две поверхности, регулирующие сечение горла, и две замыкающие поверхности, при этом каждая грань, образующая поверхность сжатия пространственного клина, состоит из (N-1) сегментов, соединенных между собой шарнирно, где N - число скачков уплотнения, при этом первые сегменты двух поверхностей сжатия пространственного клина соединены между собой шарнирно, каждый сегмент состоит из двух частей: ответной, выполненной в виде пластины с направляющим пазом, и основной, выполненной в виде пластины и телескопически входящей в ответную часть с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом длинасегмента, основной и ответной частей выбираются из условия , где - длина основной и ответной частей, L - длина сегмента, грани поверхностей регулирования сечения горла входного устройства с одной стороны соединены шарнирно с (N-1)-м сегментом каждой поверхности сжатия, а с другой стороны соединены шарнирно с гранями замыкающих поверхностей, при этом грани замыкающих поверхностей соединены между собой шарнирно, каждый из (N-1) сегментов поверхности сжатия, а также грани замыкающих поверхностей соединены с центральной консольной балкой с помощью системы тяг управляемой длины: одна из частей первой и (N-1)-й сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной балкой тягами управляемой длины, ответные части и основные части остальных 2…(N-2) сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной консольной балкой тягами управляемой длины, грани замыкающих поверхностей пространственного клина соединены с центральной балкой посредством тяг управляемой длины.

Вертолет // 2737979

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к конструкциям беспилотных, а также и пилотируемых вертолетов, преимущественно, с двигателями внутреннего сгорания, снабженными системой охлаждения. Вертолет содержит фюзеляж, НВ, хвостовую балку, двигатель, снабженный системой охлаждения.

Защитное устройство двигателя от попадания посторонних предметов // 2736962

Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Защитное устройство двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) с фиксаторами корпуса воздухозаборника (3), которая шарнирно соединена со штоком привода (4), жестко закрепленного на корпусе воздухозаборника (2).

Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов // 2728892

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) с фиксаторами корпуса воздухозаборника (3).