RU2200240C1 - Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) - Google Patents
Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2200240C1 RU2200240C1 RU2001119336A RU2001119336A RU2200240C1 RU 2200240 C1 RU2200240 C1 RU 2200240C1 RU 2001119336 A RU2001119336 A RU 2001119336A RU 2001119336 A RU2001119336 A RU 2001119336A RU 2200240 C1 RU2200240 C1 RU 2200240C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- walls
- shell
- air
- air intake
- air channel
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
Abstract
Изобретение относится к заборникам первичного воздуха силовых установок сверхзвуковых самолетов. Входное отверстие воздушного канала воздухозаборника сформировано передними кромками стенок обечайки. В одном из вариантов указанные кромки расположены в плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха. Часть стенок обечайки, включая две стенки, образующие ее заостренный носок, выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника, по половине периметра обечайки на ее фронтальной проекции. Часть из клиновидных стенок выполнена с отверстиями отсоса пограничного слоя тормозящего воздушного потока. Поверхности торможения расположены под различными небольшими углами в вершинах соответствующих клиньев. Неклиновидные стенки обечайки на участке за их передними кромками до горла воздухозаборника выполнены прямолинейными и расположены параллельно упомянутой выше продольной оси воздушного канала. В другом варианте передние кромки стенок обечайки расположены в двух приблизительно плоскостях, пересекающихся по прямой, проходящей через два образованных заострениями соответствующих противоположных стенок обечайки носка под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха. Носки обечайки смещены относительно друг друга, а части стенок обечайки, включая стенки с заострениями, выполнены клиновидными с поверхностями торможения. Изобретение направлено на уменьшение сопротивления воздухозаборника и повышение коэффициента восстановления полного давления. 2 с. и 5 з.п.ф-лы, 6 ил.
Description
Изобретение относится к заборникам первичного воздуха силовых установок сверхзвуковых самолетов. Преимущественной областью применения изобретения являются нерегулируемые воздухозаборники для скоростей полета не более 2-х Маха.
Из уровня техники известен сверхзвуковой воздухозаборник, образованный стенками обечайки. Передние кромки стенок обечайки образуют входное отверстие воздушного канала и находятся в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси воздушного канала. Часть стенок обечайки выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника. Поверхности торможения установлены под различными углами в вершинах соответствующих клиньев. Описанный воздухозаборник раскрыт в заявке ФРГ 3138149, кл. F 02 С 7/04, опубл. 14.04.1983. Однако конструкция упомянутого воздухозаборника не позволяет в полной мере уменьшить его сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу силовой установки.
Также известны сверхзвуковые воздухозаборники, раскрытые в патентах США 5749542 (кл. В 64 D 33/02, опубл. 12.05.1998) и 5779189 (кл. В 64 D 33/02, опубл. 14.07.1998). Конструктивно воздухозаборники образованы обечайкой. Передние кромки ее стенок образуют входное отверстие воздушного канала воздухозаборника и расположены приблизительно в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси воздушного канала. Воздухозаборники имеют тело, с помощью которого спрофилирован воздушный канал. Наличие дополнительного тела позволяет также исключить попадание в воздушный канал воздухозаборника пограничного слоя набегающего потока воздуха и увеличить за счет этого эффективную тягу силовой установки, однако в данном случае не достигнуто уменьшение сопротивления самого воздухозаборника, отчего и работа силовой установки не достигает желаемого эффекта. Последний из указанных воздухозаборников принимается за прототип.
В основу изобретения положено решение задачи увеличения эффективной тяги силовой установки. Поставленная задача решается уменьшением сопротивления воздухозаборника и повышением коэффициента восстановления полного давления.
Для этого в одном из вариантов исполнения сверхзвуковой воздухозаборник выполнен таким образом, что формирующие входное отверстие воздушного канала передние кромки стенок обечайки расположены приблизительно в плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха. Часть стенок обечайки, включая две стенки, образующие ее заостренный носок, выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника, по крайней мере, по половине периметра обечайки на ее фронтальной проекции. Часть из клиновидных стенок выполнена с отверстиями отсоса пограничного слоя тормозящегося воздушного потока. Поверхности торможения расположены под различными небольшими углами в вершинах соответствующих клиньев. Неклиновидные стенки обечайки на участке за их передними кромками до горла воздухозаборника выполнены прямолинейными и расположены параллельно упомянутой выше продольной оси воздушного канала. Угол между плоскостью, в которой расположены передние кромки стенок обечайки, и продольной осью воздушного канала равен 45-70o, а углы в вершинах клиньев стенок обечайки равны 3-7o и 5-10o соответственно. Воздухозаборник снабжен створками подпитки и перепуска воздуха, установленными за его горлом.
Согласно другому варианту исполнения сверхзвуковой воздухозаборник характеризуется наличием обечайки, передние кромки стенок которой, формирующие входное отверстие воздушного канала, расположены в двух приблизительно плоскостях, пересекающихся по прямой, проходящей через два образованных заострениями соответствующих противорасположенных стенок обечайки носка под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха. Указанные носки обечайки смещены относительно друг друга. Часть стенок обечайки, включая стенки с заострениями, выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника, по крайней мере, по половине периметра обечайки на ее фронтальной проекции. Поверхности торможения установлены под различными небольшими углами в вершинах соответствующих клиньев. Часть клиновидных стенок выполнена с отверстиями отсоса пограничного слоя тормозящегося воздушного потока. Неклиновидные стенки обечайки на участке за их передними кромками до горла воздухозаборника выполнены прямолинейными и расположены параллельно упомянутой выше продольной оси воздушного канала. Стенки обечайки с заострениями параллельны. Углы между каждой из плоскостей, в которых расположены передние кромки стенок обечайки, и продольной осью воздушного канала равны 45-70o, а углы в вершинах клиньев стенок обечайки равны 3-7o и 5-7o соответственно. Как и в первом варианте, воздухозаборник снабжен створками подпитки и перепуска воздуха, установленными за его горлом.
В дальнейшем изобретение поясняется примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:
- фиг. 1 - один из вариантов патентуемого воздухозаборника, вид сбоку с частичным вырывом;
- фиг.2 - вид А фиг.1 с частичным вырывом;
- фиг.3 - вид Б фиг.1;
- фиг. 4 - другой вариант патентуемого воздухозаборника, вид сбоку с частичным вырывом;
- фиг.5 - вид А фиг.4 с частичным вырывом;
- фиг.6 - вид Б фиг.4.
- фиг. 1 - один из вариантов патентуемого воздухозаборника, вид сбоку с частичным вырывом;
- фиг.2 - вид А фиг.1 с частичным вырывом;
- фиг.3 - вид Б фиг.1;
- фиг. 4 - другой вариант патентуемого воздухозаборника, вид сбоку с частичным вырывом;
- фиг.5 - вид А фиг.4 с частичным вырывом;
- фиг.6 - вид Б фиг.4.
В первом из вариантов предлагаемого воздухозаборника (фиг.1-3) его обечайка образована стенками 1-4, а входное отверстие воздушного канала 5 воздухозаборника образовано передними кромками 6-9 указанных стенок 1-4. Передние кромки 6-9 лежат приблизительно в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси 10 воздушного канала 5, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха. Стенки 1 и 2 обечайки образуют ее заостренный носок и выполнены клиновидными с поверхностями 11 и 12 торможения. Поверхности 11 и 12 торможения воздушного потока стенок 1 и 2 формируют конфузорное сужение канала 5 на его участке от передних кромок стенок 1, 2 до горла 13 воздухозаборника. В описываемом исполнении угол между каждой парой стенок равен 90o. Ширина клиновидных стенок 1 и 2 составляет полупериметр обечайки на ее фронтальной проекции (фиг.3). Указанные стенки 1 и 2 выполнены с отверстиями 14 отсоса пограничного слоя воздушного потока, тормозящегося в воздушном канале 5. Стенки 3 и 4 обечайки выполнены неклиновидными и расположены на участке от их передних кромок до горла 13 воздухозаборника параллельно оси 10 воздушного канала 5 и выполнены прямолинейными.
Угол между плоскостью, формируемой передними кромками 6-9 и продольной осью 10, равен, в зависимости от компоновки, максимальной скорости и крейсерской скорости, на которую рассчитан самолет, 45-70o. Угол в вершине клина стенки 1 равен 5-10o, а угол в вершине клина стенки 2 равен 3-7o.
В стенках 3 и/или 4 за горлом воздухозаборника установлены створки 15 подпитки и перепуска воздуха. Перепуск воздуха из воздушного канала обеспечивает согласованную работу двигателя и воздухозаборника во всем эксплуатационном диапазоне режимов его работы. Подпитка воздушного канала увеличивает эффективную тягу силовой установки на взлетных режимах работы.
В другом варианте воздухозаборника (фиг.4-6) его обечайка образована стенками 16-19. Входное отверстие воздушного канала 20 воздухозаборника формируют передние кромки 21-24 стенок 16-19 соответственно. Обечайка выполнена с двумя носками, смещенными относительно друг друга, впереди - расположенным носком 25 и позади - расположенным носком 26. Носок 25 образован заострением стенки 16, а носок 26 - заострением стенки 18. Передние кромки 21-24 стенок 16-19 обечайки расположены в двух плоскостях, пересекающихся по прямой, проходящей через носки 25 и 26 под острым углом к продольной оси 27 воздушного канала 20. Передняя кромка 22 стенки 17 и части передних кромок 21, 23 стенок 16 и 18 на участках от пересечения со стенкой 17 до носков 25 и 26 расположены в одной из этих плоскостей, а передняя кромка 24 стенки 19 и части передних кромок 21, 23 стенок 16 и 18 на участках от пересечения со стенкой 19 до носков 25 и 26 расположены в другой из этих плоскостей. Каждая из указанных пересекающихся плоскостей расположена под острым углом к продольной оси 27 воздушного канала 20. Следует отметить, что передние кромки стенок обечайки могут быть расположены не только в плоскостях, но и в криволинейных поверхностях. Стенки 16 и 17 обечайки выполнены клиновидными с поверхностями 28 и 29 торможения воздушного потока. Поверхности 28 и 29 торможения образуют конфузорное сужение воздушного канала 20 на его участке от передних кромок 21-24 стенок 16-19 до горла 30 воздухозаборника. В конкретном описываемом исполнении воздухозаборника угол между каждой парой стенок равен 90o. Стенки 16 и 17 составляют полупериметр обечайки на ее фронтальной проекции (фиг.6). Клиновидные стенки 16 и 17 выполнены с отверстиями 31 отсоса пограничного слоя воздушного потока, тормозящегося в воздушном канале 20. Стенки 18 и 19 обечайки выполнены неклиновидными и на их участке от передних кромок до горла 30 воздухозаборника являются прямолинейными и расположены параллельно продольной оси 27 воздушного канала 20. Угол между каждой из плоскостей, формируемой передними кромками 21-24 стенок 16-19 обечайки, и продольной осью 27 воздушного канала 20 равен, в зависимости от компоновки, максимальной скорости и крейсерской скорости, на которую рассчитан самолет, 45-70o. Угол в вершине клина стенки 16 равен 5-10o, а угол в вершине клина стенки 17 равен 3-7o. В стенках 18 и/или 19 могут быть установлены створки 32 подпитки и перепуска воздуха.
При иных исполнениях патентуемого воздухозаборника число стенок обечайки может быть более четырех, углы между стенками могут быть острыми или тупыми.
Углы между плоскостями, формируемыми передними кромками стенок обечайки, и продольной осью воздушного канал, и углы в вершинах клиньев соответствующих стенок и их сочетание выбираются из приведенных выше диапазонов в зависимости от величины крейсерской и максимальной скоростей сверхзвукового полета и компоновки самолета. Лучшее снижение сопротивления достигается при оптимальном сочетании указанных углов. Реализация такого сочетания позволяет разнести косые скачки уплотнения и осуществить торможение потока в них, не прибегая к регулированию воздухозаборника механическим изменением наклона поверхности торможения.
При сверхзвуковом полете со скоростью Маха более 1,2-1,3 поток набегающего воздуха частично раскладывается на передних кромках 6, 7 стенок 1, 2 либо на передних кромках 21 стенки 16, формирующих стреловидные носки воздухозаборников, представленных на фиг.1-3 и 4-6, соответственно. На каждой из этих кромок поток раскладывается на нормальную составляющую и составляющую, параллельную кромке. Нормальная составляющая реализует косые скачки уплотнения от поверхностей торможения 11, 12 и 28, 29 соответствующих воздухозаборников. Вследствие различия углов установки поверхностей торможения скачки уплотнения разнесены, исключено их пересечение, образование вихрей и попадание их в двигатель.
При развороте сверхзвукового потока воздуха вдоль поверхности торможения 11 или 12 и 28 или 29, соответственно, клиновидных стенок обечаек, создающих скачки уплотнения, образовавшиеся косые скачки уплотнения не отходят от неклиновидных стенок 3, 4 или 18, 19, вследствие чего не требуется их поднутрения, ведущего к росту сопротивления. При этом существенно уменьшаются потери, связанные с перепуском воздуха в прямом скачке, и волновое сопротивление указанных неклиновидных стенок.
Поскольку нормальная составляющая скорости потока равна произведению полной скорости на косинус угла между стреловидной кромкой воздухозаборника и ее фронтальной проекцией, соответственно меньше интенсивность косых и замыкающего прямого скачков уплотнения. Поэтому при наличии двух или больше поверхностей торможения восстановление полного давления происходит с меньшими потерями, чем в известных воздухозаборниках при тех же скоростях набегающего потока. Таким образом, увеличивается эффективная тяга силовой установки.
Claims (7)
1. Сверхзвуковой воздухозаборник, характеризующийся тем, что формирующие входное отверстие воздушного канала передние кромки стенок обечайки расположены приблизительно в плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха, часть стенок обечайки, включая две стенки, образующие ее заостренный носок, выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника, по крайней мере, по половине периметра обечайки на ее фронтальной проекции, при этом часть из клиновидных стенок выполнена с отверстиями отсоса пограничного слоя тормозящегося воздушного потока, а поверхности торможения расположены под различными небольшими углами в вершинах соответствующих клиньев, неклиновидные стенки обечайки на участке за их передними кромками до горла воздухозаборника выполнены прямолинейными и расположены параллельно упомянутой выше продольной оси воздушного канала.
2. Воздухозаборник по п. 1, характеризующийся тем, что угол между плоскостью, в которой расположены передние кромки стенок обечайки, и продольной осью воздушного канала равен 45-70o, а углы в вершинах клиньев стенок обечайки равны 3-7o и 5-10o соответственно.
3. Воздухозаборник по п. 1 или 2, характеризующийся тем, что снабжен створками подпитки и перепуска воздуха, установленными за его горлом.
4. Сверхзвуковой воздухозаборник, характеризующийся тем, что формирующие входное отверстие воздушного канала передние кромки стенок обечайки расположены в двух приблизительно плоскостях, пересекающихся по прямой, проходящей через два образованных заострениями соответствующих противорасположенных стенок обечайки носка под острым углом к продольной оси воздушного канала, совпадающей с направлением потока набегающего воздуха, указанные носки обечайки смещены относительно друг друга, часть стенок обечайки, включая стенки с заострениями, выполнены клиновидными с поверхностями торможения, формирующими конфузорное сужение воздушного канала на его участке до горла воздухозаборника, по крайней мере, по половине периметра обечайки на ее фронтальной проекции, причем поверхности торможения установлены под различными небольшими углами в вершинах соответствующих клиньев, при этом часть клиновидных стенок выполнена с отверстиями отсоса пограничного слоя тормозящегося воздушного потока, а неклиновидные стенки обечайки на участке за их передними кромками до горла воздухозаборника выполнены прямолинейными и расположены параллельно упомянутой выше продольной оси воздушного канала.
5. Воздухозаборник по п. 4, характеризующийся тем, что стенки обечайки с заострениями параллельны.
6. Воздухозаборник по п. 4 или 5, характеризующийся тем, что углы между каждой из плоскостей, в которых расположены передние кромки стенок обечайки, и продольной осью воздушного канала равны 45-70o, а углы в вершинах клиньев стенок обечайки равны 3-7o и 5-7o соответственно.
7. Воздухозаборник по любому из пп. 4-6, характеризующийся тем, что снабжен створками подпитки и перепуска воздуха, установленными за его горлом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001119336A RU2200240C1 (ru) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001119336A RU2200240C1 (ru) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2200240C1 true RU2200240C1 (ru) | 2003-03-10 |
Family
ID=20251646
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001119336A RU2200240C1 (ru) | 2001-07-13 | 2001-07-13 | Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2200240C1 (ru) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2454354C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2012-06-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
| WO2012148318A1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-11-01 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник |
| RU2490178C2 (ru) * | 2008-02-04 | 2013-08-20 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система |
| RU2746615C2 (ru) * | 2019-09-17 | 2021-04-19 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Входное устройство прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
| RU2779515C1 (ru) * | 2021-12-30 | 2022-09-08 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация (ПАО "ОАК") | Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник |
-
2001
- 2001-07-13 RU RU2001119336A patent/RU2200240C1/ru active
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2454354C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2012-06-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
| RU2490178C2 (ru) * | 2008-02-04 | 2013-08-20 | Эрбус Оперейшнс Гмбх | Впускная заслонка двигателя для установки на корпусе воздухозаборника двигателя самолета, а также двигатель с такой впускной заслонкой и самолетная система |
| WO2012148318A1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-11-01 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник |
| RU2472956C2 (ru) * | 2011-04-29 | 2013-01-20 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник |
| CN103748337A (zh) * | 2011-04-29 | 2014-04-23 | 航空集团联合控股公司 | 可调整的超音速进气道 |
| CN103748337B (zh) * | 2011-04-29 | 2016-08-17 | 航空集团联合控股公司 | 可调整的超音速进气道 |
| RU2746615C2 (ru) * | 2019-09-17 | 2021-04-19 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Входное устройство прямоточного воздушно-реактивного двигателя |
| RU2779515C1 (ru) * | 2021-12-30 | 2022-09-08 | Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация (ПАО "ОАК") | Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2472956C2 (ru) | Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник | |
| EP0273851B1 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
| RU2485023C2 (ru) | Система выхода воздуха для передней кромки летательного аппарата | |
| US4813635A (en) | Projectile with reduced base drag | |
| US8210482B2 (en) | Prismatic-shaped vortex generators | |
| RU2343297C1 (ru) | Сверхзвуковой воздухозаборник | |
| EP0273850B1 (en) | Bodies with reduced base drag | |
| US7967241B2 (en) | Supersonic aircraft jet engine installation | |
| AU599974B2 (en) | Bodies with reduced surface drag | |
| EP0913567B1 (en) | Chevron exhaust nozzle | |
| US3952972A (en) | Inertial separator | |
| US20020117581A1 (en) | Low sonic boom inlet for supersonic aircraft | |
| US5301901A (en) | Telescoping centerbody wedge for a supersonic inlet | |
| RU2353550C1 (ru) | Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты) | |
| JP2003517525A (ja) | 圧縮機端壁ブリードシステム | |
| DE102009039769A1 (de) | Strömungskörper, Stellklappe oder Hauptflügel oder Flosse eines Flugzeugs sowie Strukturbauteil mit einem solchen Strömungskörper | |
| RU2200240C1 (ru) | Сверхзвуковой воздухозаборник (варианты) | |
| CN103797229A (zh) | 用于调整超音速进气道的方法 | |
| RU2670664C9 (ru) | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета | |
| ES2902526T3 (es) | Motor de vehículo de vuelo con entrada de aletas | |
| RU2347089C1 (ru) | Сверхзвуковой осесимметричный воздухозаборник (варианты) | |
| CN108869396B (zh) | 压缩机翼型部件 | |
| RU2766238C1 (ru) | Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата | |
| RU2801718C1 (ru) | Малозаметный воздухозаборник сверхзвукового самолета | |
| JP3650534B2 (ja) | ディフューザ付スロットルボデー |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130527 |