RU2009117327A - Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата - Google Patents
Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2009117327A RU2009117327A RU2009117327/11A RU2009117327A RU2009117327A RU 2009117327 A RU2009117327 A RU 2009117327A RU 2009117327/11 A RU2009117327/11 A RU 2009117327/11A RU 2009117327 A RU2009117327 A RU 2009117327A RU 2009117327 A RU2009117327 A RU 2009117327A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- fuselage
- bevel
- sections
- engine
- Prior art date
Links
Abstract
1. Установка реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, имеющая по меньшей мере одно из следующего, A, B и C: ! A. сборка обтекателя воздухозаборника, содержащая ! a) упомянутую сборку обтекателя, имеющую три раздельных в целом трубчатых секции, ! b) упомянутые секции, включающие в себя подвижную вперед переднюю секцию воздухозаборника, вторую подвижную обводную секцию и третью секцию, прикрепленную к конструкции двигателя, ! B. гондола поблизости от фюзеляжа летательного аппарата и сопло, содержащие ! a') сопло, имеющее кормовую часть и скос расширения выпуска, ! b') упомянутую кормовую часть, расположенную сбоку ближе к фюзеляжу, чем скос расширения, и ! C. конструкция воздухозаборника двигателя, содержащая ! a'') скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную с промежутком снаружи от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой, ! b'') кромку и скос, сконфигурированные для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу от направленной назад части скоса до одного из следующего: ! x0) области непосредственно впереди кромки ! x1) по существу до упомянутой кромки. ! 2. Комбинация по п.1, в которой двигатель содержит по меньшей мере два из подпунктов A, B и C. ! 3. Комбинация по п.1, в которой двигатель содержит все из подпунктов A, B и C. ! 4. Сборка обтекателя по п.1, подпункт A, в которой вторая секция имеет перемещенное вперед положение относительно третьей секции, при этом боковой воздухоприемник открыт для перепускания воздуха в двигатель. ! 5. Сборка обтекател
Claims (33)
1. Установка реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, имеющая по меньшей мере одно из следующего, A, B и C:
A. сборка обтекателя воздухозаборника, содержащая
a) упомянутую сборку обтекателя, имеющую три раздельных в целом трубчатых секции,
b) упомянутые секции, включающие в себя подвижную вперед переднюю секцию воздухозаборника, вторую подвижную обводную секцию и третью секцию, прикрепленную к конструкции двигателя,
B. гондола поблизости от фюзеляжа летательного аппарата и сопло, содержащие
a') сопло, имеющее кормовую часть и скос расширения выпуска,
b') упомянутую кормовую часть, расположенную сбоку ближе к фюзеляжу, чем скос расширения, и
C. конструкция воздухозаборника двигателя, содержащая
a'') скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную с промежутком снаружи от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,
b'') кромку и скос, сконфигурированные для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу от направленной назад части скоса до одного из следующего:
x0) области непосредственно впереди кромки
x1) по существу до упомянутой кромки.
2. Комбинация по п.1, в которой двигатель содержит по меньшей мере два из подпунктов A, B и C.
3. Комбинация по п.1, в которой двигатель содержит все из подпунктов A, B и C.
4. Сборка обтекателя по п.1, подпункт A, в которой вторая секция имеет перемещенное вперед положение относительно третьей секции, при этом боковой воздухоприемник открыт для перепускания воздуха в двигатель.
5. Сборка обтекателя по п.4, в которой первая секция имеет перемещенное вперед положение относительно второй секции, при этом периферийный воздухоприемник открыт для перепускания воздуха в двигатель.
6. Сборка обтекателя по п.5, в которой вторая секция имеет дугообразно притупленную переднюю кромку, выставляемую для эффективного захвата дополнительного всасываемого воздуха на низких скоростях летательного аппарата в ответ на смещение первой секции вперед относительно второй секции.
7. Сборка обтекателя по п.5, в которой первая и вторая секции имеют одновременно смещенные вперед положения относительно третьей секции, в силу чего проем между второй и третьей секциями увеличивается, чтобы предоставлять избыточному приточному воздуху возможность проходить в обход на наружную сторону.
8. Сборка обтекателя по п.6, в которой первая и вторая секции имеют одновременно смещенные вперед положения относительно третьей секции, в силу чего периферический проем между второй и третьей секциями увеличивается, чтобы предоставлять избыточному приточному воздуху возможность проходить в обход на наружную сторону.
9. Сборка обтекателя по п.7, в которой первая секция имеет наклонное положение относительно второй секции, в то время как первая и вторая секции смещены вперед.
10. Сборка обтекателя по п.8, в которой первая секция имеет наклонное положение относительно второй секции, в то время как первая и вторая секции смещены вперед.
11. Комбинация по п.7, в которой периферические проемы открыты с совместимостью, когда первая секция смещена вперед относительно второй секции, а вторая секция смещена вперед относительно третьей секции.
12. Комбинация по п.7, включающая в себя средство силового привода, удерживающее первую и вторую секции в относительно фиксированных закрытых положениях, когда вторая секция смещена вперед относительно третьей секции.
13. Комбинация по п.1, подпункт A, в которой
c) упомянутая сборка обтекателя имеет переднюю и заднюю разделяемые по линии секции воздухоприемников,
d) упомянутые секции имеют исходные относительно закрытые положения,
e) упомянутые секции имеют второстепенные относительно разделенные положения для обеспечения зазора прохождения воздуха между ними,
f) и средство для регулирования относительного наклона секций, чтобы регулируемо изменять геометрию упомянутого зазора прохождения воздуха.
14. Комбинация по п.13, в которой упомянутое средство f) включает в себя силовой привод, оперативно присоединенный к передней секции, чтобы менять ее наклон относительно задней секции.
15. Комбинация по п.1, подпункт B, в которой гондола имеет самую заднюю образующую петлю кромку, определяющую выпускное отверстие сопла, упомянутая кромка наклонена вперед и по направлению к фюзеляжу.
16. Комбинация по п.1, подпункт B, включающая в себя второй реактивный двигатель, который также включает в себя гондолу поблизости от фюзеляжа, второй реактивный двигатель также тянется вперед в продольном направлении и имеет сопло, упомянутые двигатели находятся, в целом, на противоположных сторонах фюзеляжа, второй реактивный двигатель также имеет кормовую часть и скос расширения выхлопа, при этом кормовая часть расположена ближе к фюзеляжу, чем скос расширения.
17. Комбинация по п.1, подпункт B, включающая в себя фюзеляж, который имеет уменьшенные поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондоле первого реактивного двигателя.
18. Комбинация по п.16, включающая в себя фюзеляж, который имеет уменьшенные поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондолам первого и второго реактивных двигателей.
19. Комбинация по п.17, в которой уменьшенные сечения фюзеляжа относительно гондолы первого реактивного двигателя определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
20. Комбинация по п.18, в которой уменьшенные сечения фюзеляжа относительно гондол первого и второго реактивных двигателей определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
21. Комбинация по п.17, в которой упомянутая кормовая часть и скос расширения выхлопа расположены сбоку от секций фюзеляжа, которые увеличиваются в поперечном сечении, по длине фюзеляжа.
22. Комбинация по п.1, подпункт B, в которой летательный аппарат имеет крыло, гондола первого реактивного двигателя имеет переднюю часть, перекрывающую крыло.
23. Комбинация по п.4, в которой летательный аппарат имеет крыло, гондола первого реактивного двигателя имеет переднюю часть, перекрывающую крыло, и при этом фюзеляж имеет уменьшенные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к самой передней части гондолы первого реактивного двигателя.
24. Комбинация по п.23, в которой уменьшенные сечения фюзеляжа относительно обоих, гондолы первого реактивного двигателя и секции крыла, ближайшей к фюзеляжу, определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
25. Комбинация по п.16, в которой летательный аппарат имеет крыло, гондолы обоих реактивных двигателей перекрывают крыло.
26. Комбинация по п.15, в которой гондола первого реактивного двигателя имеет переднюю часть, перекрывающую крыло, и при этом уменьшенные сечения фюзеляжа относительно гондол обоих реактивных двигателей и секции или секций, ближайших к фюзеляжу, определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
27. Конструкция по п.1, подпункт C, в которой скос в осевых радиальных плоскостях имеет первую промежуточную часть, которая имеет снаружи неглубокую вогнутость, сконфигурированную для создания дополнительного косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой первой промежуточной части, в целом, спереди упомянутой кромки и в пределах протока воздуха через конструкцию воздухозаборника.
28. Конструкция по п.27, в которой упомянутый скос имеет относительно промежуточную протяженность, которая является относительно прямой снаружи и расположена позади от упомянутой первой промежуточной части, и за которой следует вторая секция скоса, которая является неглубоко вогнутой и сконфигурирована для создания косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой второй промежуточной секции по направлению к части упомянутого замыкающего скачка уплотнения, которая распложена на расстоянии от кромки.
29. Конструкция по п.28, в которой скос имеет дополнительную промежуточную протяженность, которая является относительно прямой и следует за упомянутой второй секцией скоса, близкой к замыкающему скачку уплотнения.
30. Конструкция по п.1, подпункт C, на двигателе летательного аппарата, имеющем гондолу, и включающая в себя фюзеляж и крыло летательного аппарата, гондолу и обтекатель, перекрывающие крыло и расположенные близкими к стороне фюзеляжа.
31. Конструкция по п.30, в которой боковая сторона фюзеляжа, обращенная к гондоле, вдавлена.
32. Конструкция по п.30, в которой кромка обтекателя наклонена наружу и назад от поперечной плоскости под прямым углом к продольной оси фюзеляжа.
33. Конструкция по п.30, в которой есть два из упомянутых двигателей летательного аппарата, соответственно, на противоположных сторонах фюзеляжа, крыло расположено сзади средней точки длины фюзеляжа.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US85184106P | 2006-10-12 | 2006-10-12 | |
US60/851,841 | 2006-10-12 | ||
US85163006P | 2006-10-13 | 2006-10-13 | |
US60/851,403 | 2006-10-13 | ||
US60/851,630 | 2006-10-13 |
Related Child Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011150809/11A Division RU2499739C2 (ru) | 2006-10-12 | 2007-10-10 | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
RU2011150806/02A Division RU2011150806A (ru) | 2006-10-12 | 2011-12-13 | Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009117327A true RU2009117327A (ru) | 2010-11-20 |
RU2454354C2 RU2454354C2 (ru) | 2012-06-27 |
Family
ID=44057989
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009117327/11A RU2454354C2 (ru) | 2006-10-12 | 2007-10-10 | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2454354C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112594737A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-04-02 | 北京理工大学 | 一种斜爆震波驻定控制方法及变几何燃烧室 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB967720A (en) * | 1955-11-07 | 1964-08-26 | Commw Of Australia | Improvements in and connected with supersonic air intakes |
DE1078375B (de) * | 1958-08-08 | 1960-03-24 | Ernst Heinkel Flugzeugbau G M | Regelbarer Lufteinlauf insbesondere fuer Strahltriebwerke |
SU548019A1 (ru) * | 1974-12-20 | 2005-04-20 | З.Е. Ботвинник | Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата |
SU524358A1 (ru) * | 1975-01-06 | 2005-04-20 | К.Х. Григорян | Сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата |
SU547089A1 (ru) * | 1975-05-11 | 2005-04-20 | Ю.Ф. Ершов | Приемник воздушного давления |
DE4222947C2 (de) * | 1992-07-11 | 1995-02-02 | Deutsche Aerospace | Strahltriebwerk |
RU2018468C1 (ru) * | 1992-07-14 | 1994-08-30 | Научно-производственное внедренческое объединение "Пламя" | Плоский регулируемый подфюзеляжный воздухозаборник для летательного аппарата |
RU2171211C2 (ru) * | 1997-12-29 | 2001-07-27 | Медведев Владимир Тимофеевич | Самонастраивающийся воздухозаборник |
RU2200240C1 (ru) * | 2001-07-13 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) |
RU2273752C2 (ru) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Сопло с высотной компенсацией |
-
2007
- 2007-10-10 RU RU2009117327/11A patent/RU2454354C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112594737A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-04-02 | 北京理工大学 | 一种斜爆震波驻定控制方法及变几何燃烧室 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2454354C2 (ru) | 2012-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2011150806A (ru) | Реактивный двигатель свехзвукового летательного аппарата | |
US4346860A (en) | Vane fairing for inertial separator | |
US8015797B2 (en) | Thrust reverser nozzle for a turbofan gas turbine engine | |
US7690190B2 (en) | Aircraft systems including cascade thrust reversers | |
US8091827B2 (en) | Thrust reverser door | |
US8052085B2 (en) | Thrust reverser for a turbofan gas turbine engine | |
US8448420B2 (en) | Aircraft nacelle that incorporates a device for reversing thrust | |
JP2007526418A (ja) | 多重推進航空エンジンのための一体化空気取入れシステム | |
US20150030446A1 (en) | Nacelle for an aircraft bypass turbojet engine | |
RU2008119430A (ru) | Турбореактивный двигатель с ослабленным шумом струи | |
FR2908468A1 (fr) | Capot de turboreacteur double flux. | |
RU2009140916A (ru) | Гондола для турбореактивного двигателя, оснащенная одностворчатой системой реверса тяги | |
US4858430A (en) | Thrust reverser for a turbofan engine | |
JPH1047160A (ja) | 偏向羽根を具備するゲートを有するターボジェットエンジンの推力反転装置 | |
US6158211A (en) | Turbojet-engine thrust reverser with scoop-doors of adjustable exhaust cross-section | |
US20090107108A1 (en) | Nacell for bypass engine with high bypass ratio | |
CN109458270B (zh) | 涡轮发动机反推器止挡件 | |
US11293377B2 (en) | Turbojet engine nacelle including a cascade thrust reverser | |
US11136937B2 (en) | Aircraft propulsion assembly comprising a thrust reverser | |
RU2009117327A (ru) | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата | |
EP2060766B1 (en) | Thrust reverser and method of redirecting jet engine thrust | |
US20210293202A1 (en) | Thrust reverser provided with a lightweight thrust reverser flap | |
GB2244098A (en) | Variable configuration gas turbine engine | |
US9056670B1 (en) | Hybrid (pitot-flush) air intake system for air-breathing missiles and aircraft | |
GB2259114A (en) | Aircraft engine nacelle profile |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131011 |