RU149896U1 - VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT - Google Patents
VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT Download PDFInfo
- Publication number
- RU149896U1 RU149896U1 RU2014132580/11U RU2014132580U RU149896U1 RU 149896 U1 RU149896 U1 RU 149896U1 RU 2014132580/11 U RU2014132580/11 U RU 2014132580/11U RU 2014132580 U RU2014132580 U RU 2014132580U RU 149896 U1 RU149896 U1 RU 149896U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- wedge
- shell
- boundary layer
- side walls
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к конструкции воздухозаборников высокоскоростных летательных аппаратов. Техническое решение обеспечивает автоматическое регулирование проточного тракта для расширения диапазона по режимам полета и числам Маха, улучшение характеристик воздухозаборника, автоматическую ликвидацию возникающих отрывов потока воздуха в тракте и повышает надежность работы воздухозаборника интегрируемого с корпусом летательного аппарата, уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника. Воздухозаборник содержит пространственный клин, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором. Клин установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки. Внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей образующих конфузорную поверхность. Боковые стенки выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от обечайки. Система слива пограничного слоя, расположена за клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением клина, и включает отверстия, коллектор и магистраль для удаления пограничного слоя наружу. На боковых стенках выполнены сквозные окна. Канал за горлом воздухозаборника сделан шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузора с круговым сечением, которое смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке. Кромки пространственного клина, боковых стенок и обечайки каждой симметричной части воздухозаборника расположены в единой плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси летательного аппарата. На обечайке установлены панели из биметаллических материалов с памятью формы и генераторы синтетических струй воздуха соединенные с дозвуковым диффузором внутренними каналами. Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения, инициируемых пространственным клином, пересекающимися в плоскости симметрии и взаимодействующими между собой, формируя течение близкое к коническому. При торможении потока на пространственном клине возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости действует на пограничный слой, образовавшийся на корпусе летательного аппарата и клине и уменьшает его толщину путем слива в стороны через перфорацию на боковых стенках. Системы слива и перепуска позволяют не только удалить пограничный слой и предотвратить его отрыв скачками уплотнения, отраженными от обечайки, но и перепустить часть расхода воздуха на режимах с дросселированием, тем самым повысить диапазон устойчивой работы воздухозаборника в составе силовой установки и увеличить эффективность процесса торможения набегающего потока. 1 н.п. ф-лы и 4 ил. The utility model relates to aviation technology, namely to the design of the air intakes of high-speed aircraft. The technical solution provides automatic control of the flow path to expand the range according to flight modes and Mach numbers, improves the characteristics of the air intake, automatically eliminates the occurrence of air flow outages in the tract and increases the reliability of the air intake integrated with the aircraft body, reduces radar visibility of the air intake. The air intake contains a spatial wedge, a shell, side walls, a drainage system of the boundary layer, a throat of an air intake with a subsonic diffuser. The wedge is mounted on the wall of the aircraft body and has forward swept edges. The inner surface of the shell is made of adjacent planes forming a confuser surface. The side walls are made with swept edges starting from the shell. The drainage system of the boundary layer is located behind the wedge in front of the throat section on the surface, which is a continuation of the wedge, and includes holes, a collector, and a trunk to remove the boundary layer outward. Through windows are made through windows. The channel behind the throat of the air intake is made of a hexagonal section at the inlet and is formed towards the outlet into the subsonic curvilinear diffuser with a circular cross section, which is shifted along the length of the diffuser to the side opposite to the shell. The edges of the spatial wedge, side walls and shell of each symmetrical part of the air intake are located in a single plane, inclined at an acute angle to the longitudinal axis of the aircraft. Panels made of bimetallic materials with shape memory and generators of synthetic air jets connected to the subsonic diffuser by internal channels are installed on the shell. The incident supersonic flow is slowed down in oblique shock waves initiated by a spatial wedge, intersecting in the plane of symmetry and interacting with each other, forming a flow close to conical. When the flow is braked on a spatial wedge, the transverse gradient of pressure and velocity component that arises acts on the boundary layer formed on the aircraft body and the wedge and reduces its thickness by draining to the sides through perforations on the side walls. Drain and bypass systems allow not only to remove the boundary layer and prevent it from tearing off by shock waves reflected from the shell, but also to allow part of the air flow to be throttled, thereby increasing the range of stable operation of the air intake in the power plant and increasing the efficiency of the free flow braking process . 1 n.p. f-ly and 4 ill.
Description
Полезная модель относится к авиационной технике, а именно, к конструкциям входных устройств высокоскоростных летательных аппаратов.The utility model relates to aviation technology, namely, to the designs of input devices of high-speed aircraft.
Проблема создания эффективной силовой установки для летательного аппарата неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых скоростях. Для этого необходимо обеспечить минимальные потери полного давления по тракту воздухозаборника и дозвукового диффузора, максимальную равномерность потока перед двигателем во всем диапазоне скоростей и уменьшить сопротивление воздухозаборника и дозвукового диффузора при их интеграции с корпусом летательного аппарата. Воздухозаборник на сверхзвуковых летательных аппаратах часто размещают на фюзеляже или под крылом летательного аппарата. В случае такого размещения при высоких скоростях полета на поверхностях летательного аппарата перед воздухозаборником образуется низкоэнергетический пограничный слой, проникающий в воздухозаборник и ухудшающий эффективность торможения потока и вызывающий, в итоге, уменьшение эффективной тяги двигателя. Для борьбы с этим явлением применяют системы управления пограничным слоем, например, путем его отсоса через щели или перфорацию на поверхностях торможения, или слива при установке воздухозаборника на клине на некоторой высоте над поверхностью летательного аппарата с выбросом воздуха наружу (Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов. Изд. ЦАГИ, г. Жуковский, 2002 г., с. 72-73, рис. 3.11, «б», «в», «г»).The problem of creating an effective power plant for an aircraft is inextricably linked with the need to ensure effective braking of the flow in the air intake in a wide speed range, including at supersonic speeds. To do this, it is necessary to ensure the minimum loss of total pressure along the path of the air intake and the subsonic diffuser, the maximum uniformity of the flow in front of the engine over the entire speed range and reduce the resistance of the air intake and the subsonic diffuser during their integration with the aircraft body. An air intake on supersonic aircraft is often placed on the fuselage or under the wing of an aircraft. In the case of such an arrangement at high flight speeds, a low-energy boundary layer is formed on the surfaces of the aircraft in front of the air intake, penetrating the air intake and impairing the flow braking effect and causing, as a result, a decrease in the effective thrust of the engine. To combat this phenomenon, boundary layer control systems are used, for example, by suctioning through slots or perforations on braking surfaces, or by draining when the air intake is installed on a wedge at a certain height above the surface of the aircraft with air to the outside (Remeev N.K. Aerodynamics of air intakes supersonic aircraft. TsAGI Publishing House, Zhukovsky, 2002, pp. 72-73, Fig. 3.11, “b”, “c”, “d”).
В зависимости от схемы летательного аппарата и особенностей его эксплуатации интеграция воздухозаборника с корпусом летательного аппарата (ЛА) может быть различной. Так, например, для разрабатываемых коммерческих самолетов со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета M=l,6-1,8 (Guy Norris, Graham Warwick "Sound Barrier", Aviation Week and Space Technology, #50, June 4/11, 2012) требования минимизации звукового удара и уровня шума на режимах взлета и посадки приводят к необходимости размещения силовой установки сверху на крыле или фюзеляже с возможностью ее дополнительной экранировки вертикальным оперением.Depending on the scheme of the aircraft and the features of its operation, the integration of the air intake with the body of the aircraft (LA) may be different. For example, for developed commercial aircraft with a supersonic cruising flight speed of M = l, 6-1.8 (Guy Norris, Graham Warwick "Sound Barrier", Aviation Week and Space Technology, # 50, June 4/11, 2012) requirements minimization of sound shock and noise level during take-off and landing modes leads to the need to place the power plant on top of the wing or fuselage with the possibility of additional screening with vertical tail.
Кроме того, эффективность работы силовой установки на крейсерском режиме в условиях минимального изменения угла атаки приобретает наибольшее значение. При установке на воздухозаборнике клина слива улучшается качество, захватываемого воздуха, но резко возрастает сопротивление воздухозаборника и появляется сопротивление клина слива. Поэтому рассматриваются схемы с установкой воздухозаборника непосредственно на поверхность крыла или фюзеляжа с захватом образующегося низкоэнергетического пограничного слоя, но с использованием систем управления пограничным слоем (Vinogradov, V., Stepanov, V. "Scheme and Inlet Performance of Supersonic Business Aircraft", AIAA Paper 2008 - 4585, presented at 44th Joint Propulsion Conference, Hartford, 20-23 July 2008).In addition, the efficiency of the power plant in cruise mode in the conditions of minimal changes in the angle of attack is of greatest importance. When a drain wedge is installed on the air intake, the quality of the entrained air improves, but the resistance of the air intake increases sharply and the resistance of the drain wedge appears. Therefore, we consider schemes with installing the air intake directly on the wing or fuselage surface with the capture of the resulting low-energy boundary layer, but using boundary layer control systems (Vinogradov, V., Stepanov, V. "Scheme and Inlet Performance of Supersonic Business Aircraft", AIAA Paper 2008 - 4585, presented at 44th Joint Propulsion Conference, Hartford, 20-23 July 2008).
Известен гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя (патент РФ №2051074), который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена перфорацией.Known hypersonic air intake of the jet engine (RF patent No. 2051074), which contains a braking surface, a shell, a section of the throat and a suction system of the boundary layer, and the latter is equipped with perforation.
Недостатком данного технического решения является то, что при больших скоростях полета плоская конструкция воздухозаборника не позволяет в полной мере уменьшить его эффективное сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу силовой установки.The disadvantage of this technical solution is that at high flight speeds, the flat design of the air intake does not fully reduce its effective resistance and, as a result, increase the effective thrust of the power plant.
Известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, образованный обечайкой (патент США №5749542), где передние кромки имеют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборника. Воздухозаборник имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника. Наличие наплыва позволяет одновременно отклонить пограничный слой и уменьшить его попадание в канал воздухозаборника и за счет этого увеличить эффективность тяги. Особенно такое предложение эффективно для высокоманевренных летательных аппаратов, в частности для беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) параметры, траектории которых могут меняться в широких пределах, и в меньшей степени для полетов на крейсерских режимах.Known supersonic unregulated air intake formed by the shell (US patent No. 5749542), where the leading edges have an inlet channel of the air intake and are located in a plane located at an acute angle to the longitudinal axis of the air intake channel. The air intake has an influx, with the help of which the air intake channel is profiled. The presence of an influx allows you to simultaneously reject the boundary layer and reduce its entry into the air intake channel and thereby increase the thrust efficiency. This proposal is especially effective for highly maneuverable aircraft, in particular for unmanned aerial vehicles (UAVs), parameters whose trajectories can vary widely, and to a lesser extent for flights on cruising modes.
Основным недостатком данного технического решения является то, что в конструкции данного воздухозаборника отсутствует система управления пограничным слоем и геометрия его является нерегулируемой. Поэтому не достигается уменьшение сопротивления воздухозаборника и тяга находится на недостаточном уровне для крейсерского режима полета.The main disadvantage of this technical solution is that in the design of this air intake there is no boundary layer control system and its geometry is unregulated. Therefore, a reduction in the resistance of the air intake is not achieved and the thrust is not enough for a cruising flight mode.
Известен регулируемый пространственный воздухозаборник, образованный клиновидными поверхностями торможения набегающего потока (патент РФ №2343297), перемещаемыми или поворачиваемыми относительно друг друга с образованием щелей системы управления пограничным слоем, и ограниченный боковыми стенками и обечайкой с перепуском или сливом пограничного слоя через щели. Расчеты схемы воздухозаборника, спроектированного в соответствии с принципами, изложенными в этом патенте для ЛА бизнес класса со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, удовлетворяющего требованиям малого шума и высокой эффективности силовой установки (СУ), показали, что не удается осуществить безотрывное течение в дозвуковом диффузоре при требуемых степенях дросселирования. Прежде всего, это вызвано трудностью удаления традиционными способами очень большого расхода воздуха (до 20-25%) из угловой области, образованной пересекающимися поверхностями торможения.Known adjustable spatial air intake formed by the wedge-shaped braking surfaces of the incoming flow (RF patent No. 2343297), moved or rotated relative to each other with the formation of slots of the boundary layer control system, and limited by side walls and a shell with bypass or drain of the boundary layer through the slots. Calculations of the air intake circuit designed in accordance with the principles set forth in this patent for a business class aircraft with a supersonic cruising flight speed that meets the requirements of low noise and high power plant (SU) performance have shown that it is not possible to carry out a continuous flow in a subsonic diffuser with the required degrees of throttling. First of all, this is caused by the difficulty of traditionally removing very large air flow (up to 20-25%) from the corner region formed by intersecting braking surfaces.
Наиболее близким аналогом, является воздухозаборник неизменяемой геометрии или с минимальным регулированием геометрических размеров, установленный на поверхности крыла ЛА (патент РФ №2353550). Воздухозаборник осуществляет основное удаление пограничного слоя в стороны до входа в канал с помощью стреловидных клиньев сжатия и боковых щелей. Клинья сжатия являются поверхностями торможения воздухозаборника. Эффективность управления пограничным слоем достигается его удалением до входа в воздухозаборник как на режимах запуска воздухозаборника и малых числах Маха полета, так и на крейсерском режиме с уменьшением расхода перепускаемого воздуха через боковые щели и, следовательно, уменьшением дополнительного сопротивления (сопротивления по «жидкой линии») и сопротивления слива через щели в боковых стенках («щеках») и в сечении горла.The closest analogue is the air intake of unchanged geometry or with minimal adjustment of geometric dimensions, mounted on the surface of the aircraft wing (RF patent No. 2353550). The air intake performs the main removal of the boundary layer to the sides before entering the channel with the help of swept compression wedges and side slots. Compression wedges are braking surfaces of the air intake. The effectiveness of the control of the boundary layer is achieved by its removal to the entrance to the air intake both in the launch modes of the air intake and low flight Mach numbers, and in the cruise mode with a decrease in the flow rate of the bypassed air through the side slots and, therefore, a decrease in the additional resistance (resistance along the “liquid line”) and drainage resistance through cracks in the side walls (“cheeks”) and in the throat section.
Обширные расчетные исследования при М∞=Мкр многорежимных нерегулируемых воздухозаборников, интегрированных с летательным аппаратом и предназначенных для крейсерского полета с Мкр=1,6-2,0 выполненные авторами, подтвердили преимущества воздухозаборника, отраженные в патенте РФ №2353550. Экспериментальные исследования воздухозаборника при М=1,8-2,5 дополнительно подтвердили расчетные характеристики, выполненные для условий эксперимента, и наблюдалось хорошее соответствие полученных результатов (V. Vinogradov, V. Stepanov, Ya. Melnikov "Numerical and Experimental Research of 3D Intake for Cruise Supersonic Business Aircraft", presented at Aerospace Sciences Meeting 7-10 January 2013, Dallas, USA, AIAA Paper 2013-0013, 2013).Extensive design studies at M ∞ = M cr of multi-mode unregulated air intakes integrated with the aircraft and designed for cruising with M cr = 1.6-2.0 by the authors have confirmed the advantages of the air intake reflected in RF patent No. 2353550. Experimental studies of the air intake at M = 1.8-2.5 additionally confirmed the calculated characteristics performed for the experimental conditions, and good agreement was obtained between the results obtained (V. Vinogradov, V. Stepanov, Ya. Melnikov "Numerical and Experimental Research of 3D Intake for Cruise Supersonic Business Aircraft ", presented at Aerospace Sciences Meeting 7-10 January 2013, Dallas, USA, AIAA Paper 2013-0013, 2013).
В последнее время появились новые схемы ЛА, например, рассматриваемые компаниями Boeing и Lockheed Martin, (Guy Norris "Supersonic Steps", Aviation Week & Space Technology, March 17, 2014, pp. 54-55), в которых СУ размещается в области пересечения крыла с фюзеляжем в его кормовой части. Это отвечает требованиям эффективности СУ и понижению уровня шума за счет установки входного устройства на клине слива на крыле и смещения входного устройства от фюзеляжа на некоторое расстояние, сравнимое с локальной толщиной пограничного слоя. В то же время, компании предполагают дальнейшее совершенствование интеграции ЛА и СУ с захватом входным устройством низкоэнергетической части набегающего потока с соответствующим управлением пограничным слоем в канале СУ.Recently, new aircraft schemes have appeared, for example, considered by Boeing and Lockheed Martin, (Guy Norris "Supersonic Steps", Aviation Week & Space Technology, March 17, 2014, pp. 54-55), in which the CS is located in the intersection area wing with a fuselage in its aft. This meets the requirements of SU efficiency and noise reduction due to the installation of the input device on the drain wedge on the wing and the displacement of the input device from the fuselage by a certain distance comparable to the local thickness of the boundary layer. At the same time, the companies suggest further improvement of the integration of the aircraft and the control system with the input device capturing the low-energy part of the incoming flow with appropriate control of the boundary layer in the control channel.
В последнее десятилетие для управления течением в каналах, устранения отрывов потока и уменьшения потерь стали рассматривать использование генераторов синтетических струй (см, например, Любимов Д.А., Макаров А.Ю., Потехина И.В. Объединенное экспериментальное и численное исследование нестационарного турбулентного течения в криволинейном канале с активным управлением структурой речения с помощью синтетических струй. С. 132-134. Модели и методы аэродинамики. Материалы XII-ой Международной школы-семинара. - М.: МЦНМО, 2012. - 224 с.)In the last decade, to control the flow in the channels, eliminate flow breaks and reduce losses, the use of synthetic jet generators has begun to be considered (see, for example, Lyubimov D.A., Makarov A.Yu., Potekhina I.V. Joint experimental and numerical study of unsteady turbulent flows in a curved channel with active control of the structure of speech using synthetic jets. P. 132-134. Models and methods of aerodynamics. Materials of the XII-th International School-Seminar. - M.: MCCNMO, 2012. - 224 p.)
Особенностью синтетических струй является нулевое значение расхода воздуха в источнике, что позволяет более свободно размещать эти устройства, не заботясь о дополнительных каналах для подвода воздуха извне. Однако для работы этих устройств необходим подвод энергии, например электрической.A feature of synthetic jets is the zero value of air flow in the source, which allows you to more freely place these devices without worrying about additional channels for supplying air from the outside. However, the operation of these devices requires the supply of energy, for example, electric.
Техническое решение направлено на улучшение характеристик входных устройств интегрированных с корпусами ЛА и повышение надежности работы этих устройств в составе СУ ЛА в широком диапазоне полетных параметров.The technical solution is aimed at improving the characteristics of the input devices integrated with the aircraft hulls and increasing the reliability of these devices as part of the aircraft control system in a wide range of flight parameters.
Технический результат заключается в повышении эффективности торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых скоростях.The technical result consists in increasing the efficiency of braking the flow in the air intake in a wide range of speeds, including at supersonic speeds.
Завяленный технический результат обеспечивается тем, что воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором. Клин выполнен в проекции с шириной равной ширине воздухозаборника, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки. Угол клина в вертикальной плоскости относительно продольной оси X летательного аппарата составляет 5-15°. Передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом стреловидности χ2. Внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей образующих конфузорную поверхность. Боковые стенки выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от клина, где его ширина в проекции достигает значения равного ширине канала воздухозаборника и продолжающимися до обечайки. Система слива пограничного слоя расположена за пространственном клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением клина и включает отверстия, коллектор и магистрали для удаления пограничного слоя наружу. Отверстия для слива пограничного слоя выполнены в виде перфорации или щелей. На обечайке воздухозаборника установлены на шарнирах герметично сопрягаемые панели.The claimed technical result is ensured by the fact that the air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft contains a spatial wedge, a shell, side walls, a drainage system of the boundary layer, a throat of an air intake with a subsonic diffuser. The wedge is made in a projection with a width equal to the width of the air intake, mounted on the wall of the aircraft body and has front swept edges. The wedge angle in the vertical plane relative to the longitudinal axis X of the aircraft is 5-15 °. The front edge of the shell is swept with a sweep angle of χ 2 . The inner surface of the shell is made of adjacent planes forming a confuser surface. The side walls are made with arrow-shaped edges starting from the wedge, where its width in the projection reaches a value equal to the width of the air intake channel and continuing to the shell. The boundary layer drainage system is located behind the spatial wedge in front of the throat section on the surface, which is a continuation of the wedge and includes holes, a collector and highways to remove the boundary layer outward. Holes for draining the boundary layer are made in the form of perforations or crevices. Hermetically mating panels are mounted on hinges of the air intake.
Согласно полезной модели на боковых стенках выполнены сквозные окна площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника. Канал за горлом воздухозаборника сделан шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением, которое смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке на величину от 0,1 до 1,2 диаметра выходного сечения криволинейного диффузора. Угол χ1 стреловидности передней кромки клина в горизонтальной плоскости относительно поперечной оси Ζ составляет 15-75°. Боковые стенки симметрично наклонены внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника. Угол χ3 стреловидности передних кромок боковых стенок в проекции находится относительно вертикальной оси Υ в пределах от 20 до 70 градусов. Угол χ2 стреловидности в горизонтальной плоскости передних кромок обечайки находится в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов относительно поперечной оси Z. Передние стреловидные кромки клина, боковых стенок и обечайки каждой симметричной части воздухозаборника расположены в единой плоскости, наклоненной под острым углом (χ3) к вертикальной оси Υ летательного аппарата. Система слива пограничного слоя включает сквозные поперечные щели и перфорацию на клине, где величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника.According to a utility model, through windows with an area of 10-15% of the inlet area of the air intake are made on the side walls. The channel behind the throat of the air intake is made of a hexagonal section at the inlet and is formed towards the exit into the subsonic curved diffuser with a circular cross section, which is shifted along the length of the diffuser to the side opposite to the shell by a value from 0.1 to 1.2 of the diameter of the output section of the curved diffuser. The angle χ 1 sweep of the leading edge of the wedge in the horizontal plane relative to the transverse axis Ζ is 15-75 °. The side walls are symmetrically tilted inward relative to the vertical plane of symmetry of the air intake. The angle χ 3 of sweep of the front edges of the side walls in the projection is relative to the vertical axis Υ in the range from 20 to 70 degrees. The sweep angle χ 2 in the horizontal plane of the front edges of the shell is in the range from minus 40 to plus 40 degrees relative to the transverse Z axis. The front swept edges of the wedge, side walls, and sides of each symmetrical part of the air intake are located in a single plane, inclined at an acute angle (χ 3 ) to the vertical axis Υ of the aircraft. The drainage system of the boundary layer includes through transverse slots and perforation on the wedge, where the size of the perforation area is 10-20% of the size of the entrance area of the air intake.
Панели изготовлены из биметаллических материалов с памятью формы. Кроме того, на воздухозаборнике установлены генераторы синтетических струй воздуха, соединенные с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15% величины площади входа воздухозаборника. Симметричные части пространственного клина образуют между собой двугранный угол. Между соответствующими сопряженными частями клина и боковых стенок выполнен двугранный угол. Генераторы синтетических струй позволяют создать потоки в глухих каналах при нулевом расходе воздуха в источнике. Синтетические струи воздуха представляют собой последовательность вихрей, эжектирующих набегающий поток воздуха в заданном направлении.The panels are made of bimetallic materials with shape memory. In addition, generators of synthetic air jets are installed on the air inlet, connected to the subsonic diffuser by channels with slots with a total area of 10-15% of the inlet air intake area. The symmetric parts of the spatial wedge form a dihedral angle between themselves. Between the corresponding mating parts of the wedge and side walls a dihedral angle is made. Generators of synthetic jets allow creating flows in blind channels with zero air flow in the source. Synthetic air jets are a sequence of vortices that eject the incoming air flow in a given direction.
При такой конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией:With this design, the air intake with variable geometry:
- выполнение на боковых стенках сквозных окон площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника улучшает характеристики воздухозаборника на запуске и взлетном режиме, обеспечивает устойчивую работу на крейсерском режиме и автозапуск в случае отрыва течения;- the implementation on the side walls of through windows with an area of 10-15% of the inlet area of the air intake improves the characteristics of the air intake at launch and take-off mode, ensures stable operation in cruising mode and autostart in case of separation of the flow;
- выполнение канала за горлом воздухозаборника шестигранного сечения на входе и формирование канала к выходу в дозвуковой криволинейный диффузора с круговым сечением, которое смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке на величину от 0,1 до 1,2 диаметра выходного сечения криволинейного диффузора обеспечивает уменьшение массы воздухозаборника, его компактность, одновременно улучшает равномерность потока перед двигателем, уменьшает распространение шума из компрессора двигателя;- the execution of the channel behind the throat of the hexagonal air intake at the inlet and the formation of the channel to the exit to the subsonic curvilinear diffuser with a circular cross section, which is shifted along the length of the diffuser to the opposite side of the shell by a value from 0.1 to 1.2 of the diameter of the output section of the curved diffuser provides a reduction the air intake, its compactness, at the same time improves the uniformity of flow in front of the engine, reduces the spread of noise from the engine compressor;
- выполнение угла стреловидности передней кромки пространственного клина в горизонтальной плоскости порядка 15-75° позволяет организовать торможение потока с минимальными потерями для широкого диапазона чисел Маха полета и уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника;- the execution of the sweep angle of the leading edge of the spatial wedge in the horizontal plane of the order of 15-75 ° allows you to organize flow braking with minimal losses for a wide range of flight Mach numbers and reduces the radar visibility of the air intake;
- наклон боковых стенок симметрично внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника обеспечивает уменьшение массы воздухозаборника, его компактность;- the inclination of the side walls symmetrically inward relative to the vertical plane of symmetry of the air intake ensures a reduction in mass of the air intake, its compactness;
- заданный угол стреловидности передних кромок боковых стенок в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника;- a given sweep angle of the leading edges of the side walls ranging from minus 40 to plus 40 degrees reduces the radar visibility of the air intake;
- расположение передних стреловидных кромок пространственного клина, боковых стенок и обечайки каждой симметричной части воздухозаборника в единой плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси летательного аппарата, позволяет уменьшить радиолокационную заметность воздухозаборника;- the location of the front swept edges of the spatial wedge, side walls and the shell of each symmetrical part of the air intake in a single plane, inclined at an acute angle to the longitudinal axis of the aircraft, can reduce the radar visibility of the air intake;
- наличие в системе слива пограничного слоя сквозных щелей на пространственном клине и перфорации на боковых стенках, где величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника, позволяет улучшить характеристики воздухозаборника на всех режимах полета и уменьшить неравномерность потока перед двигателем;- the presence in the drainage system of the boundary layer of through slots on the spatial wedge and perforation on the side walls, where the size of the perforation is 10-20% of the inlet area of the air intake, can improve the characteristics of the air intake at all flight modes and reduce uneven flow in front of the engine;
- изготовление панелей воздухозаборника из биметаллических материалов с памятью формы обеспечивает автоматическое регулирование проточного тракта для расширения диапазона по режимам полета и числам Маха и надежность работы воздухозаборника интегрируемого с корпусом ЛА;- the manufacture of air intake panels from bimetallic materials with shape memory provides automatic control of the flow path to expand the range of flight modes and Mach numbers and the reliability of the air intake integrated with the aircraft body;
- установка на воздухозаборнике генераторов синтетических струй воздуха соединенных с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15%) величины площади входа воздухозаборника обеспечивает автоматическую ликвидацию отрывов потока воздуха в дозвуковом диффузоре.- installation of synthetic air jets connected to a subsonic diffuser with channels with slots with a total area of 10-15% on the air intake of the generators); the air intake inlet area automatically eliminates air flow interruptions in the subsonic diffuser.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией и его работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-4, где:The present utility model is illustrated by the following detailed description of the design of the variable geometry air intake and its operation with reference to the illustrations shown in FIG. 1-4, where:
на фиг. 1 изображен продольный разрез воздухозаборника с изменяемой геометрией;in FIG. 1 shows a longitudinal section of an air intake with variable geometry;
на фиг. 2 - вид А на фиг.1;in FIG. 2 is a view A in FIG. 1;
на фиг. 3 - вид Б на фиг.1;in FIG. 3 - view B in figure 1;
на фиг. 4 - аксонометрическая проекция воздухозаборника с изменяемой геометрией интегрированного с корпусом и крылом летательного аппарата.in FIG. 4 - axonometric projection of an air intake with variable geometry integrated with the body and wing of the aircraft.
Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин 1, обечайку 2, боковые стенки 3, систему слива пограничного слоя 4, горло 5 воздухозаборника с дозвуковым диффузором 6. Клин 1 выполнен в проекции с шириной равной ширине В воздухозаборника, установлен на стенке 7 корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки 8. Угол β клина 1 в вертикальной плоскости относительно продольной оси X составляет 5-15°.The geometry variable air intake for a supersonic aircraft contains a
Передняя кромка 9 обечайки 2 выполнена стреловидной с углом стреловидности χ2 относительно поперечной оси Z. Внутренняя поверхность обечайки 2 выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность 10. Боковые стенки 3 выполнены со стреловидными кромками 11, начинающимися от клина 1, где его ширина в проекции достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника В, и продолжающимися до обечайки 2.The
Система слива пограничного слоя 21, расположена за клином 1 перед сечением горла 5 на поверхности 12, являющейся продолжением 13 клина 1 и включает отверстия, коллектор и магистрали для удаления пограничного слоя наружу. Отверстия для слива пограничного слоя выполнены в виде перфорации 20 или щелей 19. На обечайке 2 воздухозаборника установлены на шарнирах 14 герметично сопрягаемые панели 15. На боковых стенках 3 выполнены сквозные окна 16 площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника.The drainage system of the
Канал 17 за горлом 5 воздухозаборника сделан шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузор 6 с круговым сечением 18. Сечение 18 смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке 2 на величину от 0.1 до 1.2 диаметра выходного сечения 18 криволинейного диффузора 6. Угол χ1 стреловидности передней кромки клина 1 в горизонтальной плоскости относительно поперечной оси Ζ составляет 15-75°. Боковые стенки 3 симметрично наклонены внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника.
Угол χ3 стреловидности передних кромок 11 боковых стенок 3 в проекции находится относительно вертикальной оси Υ в пределах от 20 до 70 градусов. Угол χ2 стреловидности в горизонтальной плоскости передних кромок 9 обечайки 2 находится в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов относительно поперечной оси Ζ. Передние стреловидные кромки клина 1, боковых стенок 3 и обечайки 4 каждой симметричной части воздухозаборника расположены в единой плоскости, наклоненной под острым углом χ3 к вертикальной оси Y летательного аппарата.The angle χ 3 sweep of the
Система слива пограничного слоя 21 включает сквозные поперечные щели 19 и перфорацию 20 на клине 1. Величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника. Панели 15 изготовлены из биметаллических материалов с памятью формы. На воздухозаборнике установлены генераторы 22 синтетических струй 23 воздуха, соединенные с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15%) величины площади входа воздухозаборника.The drainage system of the
Симметричные части пространственного клина 1 образуют между собой двугранный угол ψ1 равный 90-150°. Двугранный угол ψ2 между соответствующими сопряженными частями клина 1 и боковых стенок 3 составляет 60-120°.The symmetric parts of the
Заявляемый воздухозаборник с изменяемой геометрией для высокоскоростного летательного аппарата работает следующим образом.The inventive air intake with variable geometry for a high speed aircraft operates as follows.
Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения, инициируемых пространственным клином 1, пересекающимися в плоскости симметрии и взаимодействующими между собой, формируя течение близкое к коническому. Образующийся суммарный скачок уплотнения проходит вблизи передней кромки 9 обечайки 2, форма которой и углы стреловидности χ2 передней кромки в плоскости параллельной плоскости XOZ (см. фиг.3) выбираются с учетом конфигурации суммарного скачка уплотнения, образующегося на расчетном числе Маха воздухозаборника.The incident supersonic flow is inhibited in oblique shock waves initiated by the
При торможении потока на пространственном клине 1 возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Ζ действуют на пограничный слой, образовавшийся на корпусе летательного аппарата и клине 1, и уменьшают его толщину путем слива в стороны через перфорацию 20 на боковых стенках 3. Течение на клине 1 является пространственным и поэтому обтекание боковых стенок 3, внутренняя поверхность которых наклонена к плоскости симметрии воздухозаборника, реализуется также с образованием скачков уплотнения в канале воздухозаборника.When braking the flow on the
Дальнейшее торможение сверхзвукового потока осуществляется в косых скачках уплотнения, образующихся на конфузорной поверхности обечайки 2 и при обтекании боковых стенок 3 воздухозаборника, а также в замыкающем скачке уплотнения, близком по интенсивности к прямому скачку, располагающемуся вблизи сечения горла 5. Благодаря отсосу пограничного слоя через щели 20 на большей части длины пространственных клиньев 1, боковых стенках 3 со стреловидными кромками и окнам перепуска 16, располагающимися на боковых стенках 3 до сечения горла 5, обеспечивается необходимый перепуск воздуха наружу на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск, при расчетном числе Маха и при расчетных скоростях полета.Further inhibition of the supersonic flow is carried out in oblique shock waves formed on the confuser surface of the
Дополнительным средством, облегчающим запуск воздухозаборника, и оптимизирующим режим работы воздухозаборника является слив пограничного слоя через щели в канале до горла 5. Кроме того, средством, облегчающим запуск воздухозаборника, и оптимизирующим режим его работы является регулирование площади горла 5 путем вращения панелей 15, установленных на шарнирах 14, или изгиба панелей 15 в случае изготовления их из материалов с памятью, т.е. отклоняющихся на определенный угол при нагреве с изменением температуры торможения набегающего потока при изменении скорости полета.An additional tool that facilitates starting the air intake and optimizes the operation of the air intake is the drainage of the boundary layer through the slots in the channel to the
При малых скоростях полета панели 15 образуют гладкий канал с увеличенной площадью горла для реализации запуска, а с ростом скорости полета и температуры торможения воздуха панели 15 изгибаются, уменьшая площадь канала в горле до величины, требуемой для согласования с двигателем, и увеличивая эффективность процесса торможения потока. Системы слива 21 и перепуска 16 позволяют не только удалить пограничный слой и предотвратить его отрыв скачками уплотнения, отраженными от обечайки 2, но и перепустить часть воздуха на режимах с дросселированием, и тем самым повысить диапазон устойчивой работы воздухозаборника в составе силовой установки и увеличить эффективность процесса торможения набегающего потока.At low flight speeds, the
В случае режимов глубокого дросселирования или эволюций летательного аппарата на углах атаки или скольжения, близких к предельным, используется управление потоком с помощью системы 22 вдува синтетических струй 23, применяемое кратковременно по сигналам системы управления двигателем (не показано). Окончательное торможение воздушного потока и формирование поля параметров течения, в том числе и с использованием синтетических струй, требуемое для согласования с воздушно-реактивным двигателем, осуществляется в дозвуковом диффузоре 6.In the case of deep throttle modes or aircraft evolutions at attack or glide angles close to the limiting ones, the flow control is used using the
Для уменьшения распространения шума из компрессора двигателя дозвуковой диффузор 6 выполнен криволинейным, таким образом, что его выходное сечение 18 или вход в двигатель может быть ниже клина 1 на величину диаметра входа в двигатель, т.е. чтобы двигатель располагался в корпусе летательного аппарата. Контур криволинейного дозвукового диффузора 6 рассчитывается из условия безотрывного течения в канале минимальной длины.To reduce the propagation of noise from the engine compressor, the
Расчетные исследования течения и характеристик воздухозаборника с дозвуковым криволинейным диффузором на режимах без дросселирования и с дросселированием течения в выходном сечении, выполненные с помощью программного комплекса, основанного на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, показали эффективность и правильность предложенных конструктивных решений. Значения коэффициента восстановления полного давления σ при числах Маха полета М=0,6-2,0 составляют 0,96-0,92 при расходе сливаемого воздуха в пределах 1,5-2,5% от суммарного расхода.Computational studies of the flow and characteristics of the air inlet with a subsonic curved diffuser in the non-throttling modes and with the throttling of the flow in the outlet section, performed using a software package based on the solution of the Navier-Stokes equations averaged by Reynolds, showed the efficiency and correctness of the proposed design solutions. The values of the total pressure recovery coefficient σ at flight Mach numbers M = 0.6–2.0 are 0.96–0.92 with the discharge air flow rate within 1.5–2.5% of the total flow rate.
Таким образом, предложенный воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата обеспечивает эффективное торможение набегающего воздушного потока и уменьшение его сопротивления с минимальным механическим регулированием его конструкции и сливом пограничного слоя на рабочих режимах и режиме запуска, равномерный профиль параметров потока в выходном сечении 18 дозвукового диффузора 6 с уменьшенной радиолокационной заметностью.Thus, the proposed variable geometry air intake for a supersonic aircraft provides effective braking of the incoming air flow and its drag with minimal mechanical control of its structure and discharge of the boundary layer in operating and starting modes, a uniform profile of flow parameters in the
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132580/11U RU149896U1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014132580/11U RU149896U1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU149896U1 true RU149896U1 (en) | 2015-01-20 |
Family
ID=53292403
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014132580/11U RU149896U1 (en) | 2014-08-07 | 2014-08-07 | VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU149896U1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2766238C1 (en) * | 2021-08-27 | 2022-02-10 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Variable geometry air intake for supersonic passenger aircraft |
| CN114254439A (en) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 中国人民解放军国防科技大学 | Method and device for estimating total pressure loss coefficient of flow direction corner boundary layer |
-
2014
- 2014-08-07 RU RU2014132580/11U patent/RU149896U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2766238C1 (en) * | 2021-08-27 | 2022-02-10 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Variable geometry air intake for supersonic passenger aircraft |
| CN114254439A (en) * | 2021-12-24 | 2022-03-29 | 中国人民解放军国防科技大学 | Method and device for estimating total pressure loss coefficient of flow direction corner boundary layer |
| CN114254439B (en) * | 2021-12-24 | 2024-05-28 | 中国人民解放军国防科技大学 | Method and device for estimating total pressure loss coefficient of flow direction corner boundary layer |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10731556B2 (en) | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | |
| EP3109153B1 (en) | Swept gradient boundary layer diverter | |
| US10358208B2 (en) | Hybrid flow control method for simple hinged flap high-lift system | |
| US4463772A (en) | Flush inlet for supersonic aircraft | |
| US10967980B2 (en) | Turbine engine propelled airplane having an acoustic baffle | |
| US10829206B2 (en) | Wing leading edge features to attenuate propeller wake-wing acoustic interactions | |
| US4619423A (en) | Geometries for roughness shapes in laminar flow | |
| RU2353550C1 (en) | Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) | |
| RU2727829C2 (en) | Air intake stream limiter | |
| US20200283129A1 (en) | Shockwave mitigation system for supersonic aircraft | |
| CN108001669B (en) | Leading edge slat noise suppression method based on zero-mass jet control | |
| RU2670664C9 (en) | Asymmetrical air-scoop for three flow engine of faster-than-sound aircraft | |
| RU149896U1 (en) | VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT | |
| CA2890775C (en) | Submerged vortex generator | |
| CN103020365B (en) | Active flow control calculation method for serpentine air inlet channel | |
| CN105173064A (en) | Method for controlling transonic-speed buffering by tangential narrow-slit gas blowing and gas blowing device | |
| US20070176052A1 (en) | Air inlet for a turbofan engine | |
| RU2687437C1 (en) | Double supersonic convergent air intake (dscai) | |
| RU2548200C2 (en) | Supersonic aircraft | |
| RU95639U1 (en) | ULTRASONIC AIRCRAFT AIR INTAKE | |
| RU149950U1 (en) | BOUNDARY LAYER WING | |
| RU2487051C2 (en) | Leading edge flap and method of its flowing | |
| RU2766238C1 (en) | Variable geometry air intake for supersonic passenger aircraft | |
| RU2502639C2 (en) | Method of lessening wave detachment in interaction of shock wave with boundary layer | |
| RU2615251C1 (en) | Method to weaken shock-induced separation under shockwave boundary layer interaction |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20150808 |