RU2018468C1

RU2018468C1 - Flat adjustable under-fuselage air intake for aircraft

Info

Publication number: RU2018468C1
Authority: RU
Inventors: Ю.А. Рогожкин; И.М. Лукоянов; С.Н. Притуманов
Original assignee: Научно-производственное внедренческое объединение "Пламя"
Priority date: 1992-07-14
Filing date: 1992-07-14
Publication date: 1994-08-30

Abstract

FIELD: aviation technique. SUBSTANCE: flat adjustable under-fuselage air intake of an aircraft has a subsonic part with a main braking wedge, having a changeable geometry, consisting of separate flat movable portions, movably connected one with another. A front end of the first portion of the braking wedge is connected with the fuselage with possibility of rotation by a joint assembly, it is not connected with the second portion of the wedge and it is mounted with possibility of touching a wall of the fuselage. The second and the third portions of the braking wedge are mounted with possibility of common (as monolithic assembly) rotation relative to a joint between the third and the fourth portions. EFFECT: simplified structure. 1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области двигательных установок для летательных аппаратов (ЛА), в частности к плоским многоскачковым подфюзеляжным воздухозаборникам (ВЗ) комбинированных воздушно-реактивных двигательных установок на основе прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) для ЛА, совершающего полеты в широком диапазоне чисел М полета (М=0-6). The invention relates to the field of propulsion systems for aircraft (LA), in particular to flat multi-jump dorsal fuselage air intakes (VZ) of combined air-jet propulsion systems based on a ramjet engine for aircraft flying in a wide range of M flight numbers (M = 0-6).

Известен плоский регулируемый подфюзеляжный воздухозаборник для летательного аппарата с воздушно-реактивной двигательной установкой, содержащий сверхзвуковую часть, обечайку и клин торможения (КТ) изменяемой геометрии, головная часть которого соединена с фюзеляжем, а сама поверхность торможения состоит из отдельных участков, подвижно соединенных между собой. Участки КТ могут изменять свой угол наклона относительно набегающего потока и устанавливаться в заданные положения, за счет чего регулируется расход воздуха, поступающего в двигатель. Клин устанавливает не только размеры канала для потока воздуха, но и определяет границы зоны, объем которой изменяется в зависимости от положения клина. Known flat adjustable ventral air intake for an aircraft with an jet engine, containing a supersonic part, a shell and a braking wedge (CT) of variable geometry, the head of which is connected to the fuselage, and the braking surface itself consists of separate sections, movably interconnected. The sections of the CT can change their angle of inclination relative to the incoming flow and can be set to predetermined positions, due to which the flow rate of air entering the engine is regulated. The wedge sets not only the dimensions of the channel for the air flow, but also determines the boundaries of the zone, the volume of which varies depending on the position of the wedge.

Расчетное число М_р такого воздухозаборника при регулировании не изменяется и в случае применения рассмотренного воздухозаборника на ЛА с широким диапазоном чисел М полета (М=0-6) придется выбирать расчетное число М_р, близким к максимальной границе диапазона (в пределах М_р=5-5,5). Тогда при М полета <М_р происходит растекание сверхзвукового потока перед плоскостью входа в воздухозаборник. Чем больше разница между числами М полета и М_р, тем значительнее растекание и тем меньше φ_н. Соответственно растет и волновое сопротивление воздухозаборника.The estimated number М _{r of} such an air intake does not change during regulation, and if the considered air intake is used on an aircraft with a wide range of flight numbers М (M = 0-6), it is necessary to choose the estimated number М _р close to the maximum range limit (within М _р = 5 -5.5). Then, with M flight <M _p , a supersonic flow spreads in front of the plane of entry into the air intake. The greater the difference between the numbers of M flight and M _p , the greater the spreading and the smaller φ _n . Accordingly, the wave resistance of the air intake is growing.

Целью изобретения является повышение при небольших сверхзвуковых числах М полета величины коэффициента расхода плоского регулируемого подфюзеляжного воздухозаборника комбинированной воздушно-реактивной двигательной установки летательного аппарата с широким диапазоном чисел М полета = 0-6 при одновременном уменьшении волнового сопротивления воздухозаборника по жидкой линии тока и аэродинамического сопротивления дна ЛА. The aim of the invention is to increase, at small supersonic flight numbers M, the flow coefficient of a flat adjustable ventricular air intake of a combined aircraft engine propulsion system of an aircraft with a wide range of flight numbers M flight = 0-6 while reducing the wave resistance of the air intake along the liquid line and the aerodynamic resistance of the aircraft bottom .

Техническая задача решается за счет того, что в воздухозаборнике, содержащем сверхзвуковую часть с клином торможения изменяемой геометрии, состоящего из отдельных подвижных участков, обечайку и дозвуковую часть, имеется дополнительная сверхзвуковая часть с собственным дополнительным клином торможения изменяемой геометрии, состоящим из отдельных подвижных участков. Первый участок основного клина, соединенный с фюзеляжем, установлен с возможностью разъединения с вторым участком и прилегания к фюзеляжу. Дополнительная сверхзвуковая часть с дополнительным клином торможения, дополнительная обечайка расположены между основным клином и фюзеляжем. Между профилированной стенкой фюзеляжа и дополнительной обечайкой предусмотрен отводной канал. The technical problem is solved due to the fact that in the air intake containing a supersonic part with a variable geometry braking wedge, consisting of separate movable sections, a shell and a subsonic part, there is an additional supersonic part with its own additional variable geometry braking wedge, consisting of separate movable sections. The first section of the main wedge connected to the fuselage is installed with the possibility of separation from the second section and fit to the fuselage. An additional supersonic part with an additional braking wedge, an additional shell are located between the main wedge and the fuselage. Between the profiled wall of the fuselage and the additional shell is provided an outlet channel.

Наличие дополнительных элементов: сверхзвуковой части с клином торможения, обечайки и отводного канала, а также возможности изменения взаимного расположения отдельных участков основного и дополнительного клиньев, позволяет на время полета ЛА на небольших сверхзвуковых числах М преобразовать исходный (базовый) воздухозаборник с одной сверхзвуковой частью и числом М_р, близким к М_мах в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями, спрофилированными на числа М_р1 и М_р2соответственно. Такое преобразование воздухозаборника увеличивает суммарную площадь поперечного сечения струи набегающего воздушного потока, входящей в воздухозаборник при всех числах М полета в поддиапазоне небольших чисел М, т.е. увеличивает коэффициент расхода воздухозаборника φ_н и соответственно уменьшает волновое сопротивление воздухозаборника. При этом часть набегающего воздушного потока, не входящая в дополнительную сверхзвуковую часть воздухозаборника, проходит через отводной канал в зону выходного сечения сопла, что уменьшает аэродинамическое сопротивление дна ЛА.The presence of additional elements: a supersonic part with a braking wedge, a shell and an exhaust channel, as well as the possibility of changing the relative position of individual sections of the main and additional wedges, allows for the flight time on small supersonic numbers M to convert the original (base) air intake with one supersonic part and number M _p close to M _max in the air intake with two supersonic parts, profiled by the numbers M _p1 and M _p2, respectively. This transformation of the air intake increases the total cross-sectional area of the jet of incoming air flow entering the air intake at all flight numbers M in the sub-range of small numbers M, i.e. increases the flow coefficient of the air intake φ _n and accordingly reduces the wave resistance of the air intake. In this case, a part of the oncoming air flow, which is not included in the additional supersonic part of the air intake, passes through the outlet channel into the zone of the nozzle exit section, which reduces the aerodynamic drag of the aircraft bottom.

На фиг. 1 изображен базовый (исходный) воздухозаборник с одной сверхзвуковой частью и числом М_p, близким к М_мах; на фиг. 2 - воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями, спрофилированными на числа М_р1 и М_р2 соответственно.In FIG. 1 shows a basic (initial) air intake with one supersonic part and a number M _p close to M _max ; in FIG. 2 - an air intake with two supersonic parts, profiled by the numbers M _p1 and M _p2, respectively.

Воздухозаборник содержит сверхзвуковую часть 1 с основным клином торможения (КТ) изменяемой геометрии 2, состоящим из отдельных плоских подвижных участков 3, 4, 5, 6, связанных между собой подвижными соединениями. Первый участок 3 КТ соединен передним концом с фюзеляжем 7 с возможностью вращения с помощью, например, шарнирного соединения 8 и может занимать по углу наклона два положения: σ₁= 8^о (фиг. 1) или σ ₁=-3^о (фиг. 2), не соединен со вторым участком 4 КТ, и установлен с возможностью прилегания к стенке 9 фюзеляжа 7 (фиг. 2). Участки 4, 5 основного клина 2 установлены с возможностью совместного (как единое целое) вращения относительно соединения 10 между участками 5 и 6 и могут занимать по углу наклона два положения σ₂= 16^о, σ ₃=24^о (фиг. 1) или σ₂=8^о, σ ₃=16^о (фиг. 2). Участок 6 установлен с возможностью плавного вращения относительно соединения 10.The air intake contains a supersonic part 1 with a main braking wedge (CT) of variable geometry 2, consisting of separate flat movable sections 3, 4, 5, 6, interconnected by movable joints. The first section 3 of the CT is connected by the front end to the fuselage 7 with the possibility of rotation using, for example, a swivel joint 8 and can occupy two positions along the angle of inclination: σ ₁ = 8 ^о (Fig. 1) or σ ₁ = -3 ^о (Fig. 2), is not connected to the second section 4 of the CT, and is installed with the ability to fit to the wall 9 of the fuselage 7 (Fig. 2). Sections 4, 5 of the main wedge 2 are installed with the possibility of joint (as a whole) rotation relative to the connection 10 between sections 5 and 6 and can occupy two positions σ ₂ = 16 ^о , σ ₃ = 24 ^о (Fig. 1) or σ ₂ = 8 ^about , σ ₃ = 16 ^about (Fig. 2). Section 6 is installed with the possibility of smooth rotation relative to the connection 10.

Воздухозаборник имеет также основную дозвуковую часть 11, в которой расположена панель 12, установленная с возможностью вращения относительно соединения 13, и обечайку 14. The air intake also has a main subsonic part 11, in which there is a panel 12, mounted for rotation relative to the connection 13, and the casing 14.

В свободной зоне между клином торможения 2 (между участками 3, 4, 5, 6) с одной стороны и фюзеляжем 7 ЛА с другой, размещены дополнительная сверхзвуковая часть 5 с дополнительным клином торможения изменяемой геометрии 16, состоящим из отдельных плоских подвижных участков 17, 18, 19, и дополнительная дозвуковая часть 20 с панелью 21 и дополнительная обечайка 22. Между профилированной стенкой фюзеляжа 23 и дополнительной обечайкой 22 образован отводной канал 24. Первый участок 17 дополнительного клина торможения 16 расположен на тыльной стороне участка 4 КТ 1 горизонтально (фиг. 1) и жестко связан с ним. Участок 18 дополнительного КТ имеет угол наклона σ₅=16^о (фиг. 1, 2) и установлен стационарно. Участок 19 установлен с возможностью плавного вращения относительно соединения 25, а панель 21 - с возможностью вращения относительно соединения 26. Дополнительная сверхзвуковая часть 15 и дополнительная обечайка 22 спрофилированы на М_р1=3.In the free zone between the braking wedge 2 (between sections 3, 4, 5, 6) on the one hand and the fuselage 7 of the aircraft on the other, there is an additional supersonic part 5 with an additional braking wedge of variable geometry 16, consisting of separate flat movable sections 17, 18 , 19, and an additional subsonic part 20 with a panel 21 and an additional shell 22. An exhaust channel 24 is formed between the profiled fuselage wall 23 and the additional shell 22. The first section 17 of the additional braking wedge 16 is located on the back of section 4 of CT 1 horizontally (Fig. 1) and is rigidly connected with it. Section 18 additional CT has an angle of inclination σ ₅ = 16 ^about (Fig. 1, 2) and is installed stationary. Section 19 is installed with the possibility of smooth rotation relative to the connection 25, and the panel 21 is rotatably relative to the connection 26. An additional supersonic part 15 and an additional shell 22 are profiled at M _p1 = 3.

Воздухозаборник работает следующим образом. The air intake works as follows.

Предварительно перед полетом ЛА в поддиапазоне небольших чисел М производится преобразование воздухозаборника с одной сверхзвуковой частью 1 в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями 1 и 15. Воздухозаборник после преобразования изображен на фиг. 2. Преобразование воздухозаборника проводится путем изменения углов наклона подвижных участков клиньев торможения: участка 3 с σ₁=8^о на σ₁=-3^о; участка 4 с σ₂=16^о на σ ₂=8^о; участка 5 с σ₃= 24^о на σ ₃=16^о. При этом участок 17 дополнительного клина торможения 16 занимает рабочее положение с углом наклона σ₇=8^о. Углы наклона участков 6 и 9 вращением относительно соединений 10 и 25 соответственно устанавливаются на начальное значение σ₄=δ₆=16^о, совпадающее со значением предыдущих участков 5 и 18.Prior to the flight of the aircraft in the sub-band of small numbers M, the air intake with one supersonic part 1 is converted to an air intake with two supersonic parts 1 and 15. The air intake after conversion is shown in FIG. 2. The conversion of the air intake is carried out by changing the angle of inclination of the moving sections of the braking wedges: section 3 with σ ₁ = 8 ^about σ ₁ = -3 ^about ; section 4 with σ ₂ = 16 ^about on σ ₂ = 8 ^about ; section 5 with σ ₃ = 24 ^about on σ ₃ = 16 ^about . In this case the additional deceleration portion 17 of the wedge 16 takes the working position with an angle of inclination σ = ₇ ^to 8. The inclination angles of sections 6 and 9 by rotation relative to compounds 10 and 25, respectively, are set to the initial value σ ₄ = δ ₆ = 16 ^° , which coincides with the value of the previous sections 5 and 18.

Как видно из фиг. 2, в результате проведения описанных операций базовый воздухозаборник преобразовывается в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями 1 и 15 с соответствующими клиньями торможения 2 и 16 измененной геометрией, т.е. состоят из 2 участков с углами наклона 8^ои 16^о. По мере разгона ЛА и нарастания чисел М полета при вращении участков 6 и 19 образуются третьи участки, которые формируют соответствующие скачки уплотнения, фокусируемые на кромках обечаек 14 и 22. Дополнительный КТ 16 отклоняет набегающий сверхзвуковой поток в сторону, к фюзеляжу, и может профилироваться на любое число М_р1. Как упоминалось выше для данного воздухозаборника выбрано М_р1= 3. При числах М полета <М_р1=3 коэффициент расхода дополнительной сверхзвуковой части 15 φ_н1<1. В связи с этим часть потока, не входящая в воздухозаборник, перепускается через отводной канал 24 на дно ЛА, уменьшая тем самым донное сопротивление. Основной клин торможения 2 отклоняет набегающий сверхзвуковой поток в сторону, от фюзеляжа. Величина расчетного числа М_р2 основной сверхзвуковой части 1 частично зависит от расчетного числа М_р базового воздухозаборника. После преобразования данного базового воздухозаборника получено М_р2=3,5. При числах М полета <М_р2 коэффициент расхода основной сверхзвуковой части 1 φ_н2<1 и часть потока, не входящая в воздухозаборник, перепускается во внешний поток. При числах М полета близким к М_р1 и М_р2 φ_н1≈ 1 и φ_н2≈ 1. Сравнивая коэффициенты расходов рассматриваемого воздухозаборника в преобразованном виде и воздухозаборника с М_р=5-5,5, принятого за прототип, в поддиапазоне небольших чисел М видно, что так как М_р1 и М_р2 меньше, чем М_р прототипа, то
φ_н1 + φ_н2 >φ_н где φ_н - коэффициент расхода воздухозаборника, принятого за прототип.As can be seen from FIG. 2, as a result of the described operations, the base air intake is converted into an air intake with two supersonic parts 1 and 15 with corresponding braking wedges 2 and 16 of a modified geometry, i.e. consist of 2 sections with tilt angles of 8 ^° and 16 ^° . As the aircraft accelerates and the flight numbers M increase with the rotation of sections 6 and 19, third sections form, which form the corresponding shock waves, focused on the edges of the shells 14 and 22. The additional CT 16 deflects the incident supersonic flow to the side, toward the fuselage, and can be profiled on any number M _p1 . As mentioned above, M _p1 = 3 was selected for this air inlet. At M flight numbers <M _p1 = 3, the flow coefficient of the additional supersonic part is 15 φ _n1 <1. In this regard, the part of the stream, not included in the air intake, is passed through the outlet channel 24 to the bottom of the aircraft, thereby reducing the bottom resistance. The main braking wedge 2 deflects the incident supersonic flow to the side from the fuselage. The value of the estimated number M _{p2 of the} main supersonic part 1 partially depends on the estimated number M _{p of the} base air intake. After converting this base air intake, M _p2 = 3.5 was obtained. When the flight numbers M <М _p2, the flow coefficient of the main supersonic part 1 φ _n2 <1 and the part of the stream that is not included in the air intake is transferred to the external stream. When the flight numbers M are close to M _p1 and M _p2 φ _n1 ≈ 1 and φ _n2 ≈ 1. Comparing the flow coefficients of the considered air intake in a transformed form and the air intake with M _p = 5-5.5, adopted as a prototype, in the subband of small numbers M it can be seen that since M _p1 and M _{p2 are} smaller than M _{p of the} prototype, then
φ _n1 + φ _n2 > φ _n where φ _n is the consumption coefficient of the air intake, taken as a prototype.

Соответственно будет меньше и волновое сопротивление по жидкой линии. Accordingly, there will be less wave resistance along the liquid line.

Для использования рассматриваемого воздухозаборника в поддиапазоне больших чисел М полета необходимо провести обратное преобразование воздухозаборника к виду, изображенному на фиг. 1, путем обратного изменения углов наклона участков клина торможения: участок 3 с σ₁=-3^она σ₁=8^о; участок 4 с σ₂=8^о на σ ₃=16^о; участок 5 с σ₃=16^о на σ ₃=24^о.In order to use the air intake in question in the subband of large numbers M of flight, it is necessary to carry out the inverse transformation of the air intake to the view shown in FIG. 1 by a reverse change of inclination angles of the wedge braking portions: portion 3 σ ₁ = -3 to ^about ₁ σ = ^about 8; section 4 with σ ₂ = 8 ^about on σ ₃ = 16 ^about ; section 5 with σ ₃ = 16 ^about on σ ₃ = 24 ^about .

Claims

FLAT ADJUSTABLE SUBFUSELIAN AIR INTAKE FOR AIRCRAFT, containing a supersonic part with a variable geometry braking wedge, consisting of separate movable sections, a shell and a subsonic part, characterized in that it contains a main and additional braking wedge, a first section of the main wedge mounted with the ability to fit to the fuselage, in the area between the main braking wedge and the fuselage there is an additional supersonic part with an additional cl SG braking variable geometry, consisting of individual mobile stations, the additional shroud, subsonic portion and discharge channel formed profiled wall of the fuselage and the additional shell.