RU2353550C1 - Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) - Google Patents

Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) Download PDF

Info

Publication number
RU2353550C1
RU2353550C1 RU2007143366/11A RU2007143366A RU2353550C1 RU 2353550 C1 RU2353550 C1 RU 2353550C1 RU 2007143366/11 A RU2007143366/11 A RU 2007143366/11A RU 2007143366 A RU2007143366 A RU 2007143366A RU 2353550 C1 RU2353550 C1 RU 2353550C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air intake
boundary layer
shell
diffuser
spatial
Prior art date
Application number
RU2007143366/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Вячеслав Афанасьевич Виноградов (RU)
Вячеслав Афанасьевич Виноградов
Владимир Алексеевич Степанов (RU)
Владимир Алексеевич Степанов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2007143366/11A priority Critical patent/RU2353550C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2353550C1 publication Critical patent/RU2353550C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aircraft industry.
SUBSTANCE: invention refers to aircraft industry, and namely to supersonic aircraft air intake design. Air intake with variable geometry for supersonic aircraft consists of a spatial wedge, a shell with a curved front edge and converging deceleration surface, side walls, drain system of boundary layer in air intake throat through a slot or perforations and curved subsonic diffuser. Channel after air intake throat is made in the form of rectangular cross-section at the inlet, and passes into curved subsonic diffuser with circular cross-section at the outlet. On air intake shell consisting of converging deceleration surface and rotating panels being the continued part of the shell, there installed are hinges ensuring rotation of panels in vertical plane and tightness of air intake channel. According to the second version, channel after air intake throat is made in the form of rectangular cross-section at the inlet, and passes into divergent supersonic diffuser of conical shape with broadening along its axis inclined in relation to longitudinal X axis coinciding with incoming flow direction.
EFFECT: providing effective air flow deceleration in conformity with existing standards, and uniform distribution of flow parameters in diffuser outlet section.
2 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкциям воздухозаборников высокоскоростных летательных аппаратов. Целью изобретения является улучшение характеристик, упрощение конструкции, уменьшение веса и повышение надежности работы воздухозаборника в составе силовой установки летательного аппарата.The invention relates to aircraft, and in particular to the designs of the air intakes of high-speed aircraft. The aim of the invention is to improve performance, simplify the design, reduce weight and increase the reliability of the air intake as part of the power plant of the aircraft.

Проблема создания эффективной силовой установки для приведения в движение 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, максимальную равномерность потока перед двигателем во всем диапазоне скоростей и уменьшить сопротивление воздухозаборника и дозвукового диффузора при их размещении на летательном аппарате. Воздухозаборник на сверхзвуковых летательных аппаратах часто размещают на фюзеляже или под крылом летательного аппарата. При высоких скоростях полета на поверхностях летательного аппарата перед воздухозаборником накапливается 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, в состав которых обычно входят системы отсасывания или слива пограничного слоя.The problem of creating an effective power plant for driving 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 intake path, the maximum uniformity of the flow in front of the engine in the entire speed range and reduce the resistance of the air intake and subsonic diffuser when they are placed on the aircraft. An air intake on supersonic aircraft is often placed on the fuselage or under the wing of an aircraft. At high flight speeds, a low-energy boundary layer accumulates on the surfaces of the aircraft in front of the air intake, penetrating the air intake and worsening the flow braking efficiency and causing, as a result, a decrease in the effective thrust of the engine. To combat this phenomenon, boundary layer control systems are used, which usually include systems for suctioning or draining the boundary layer.

Известен "Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя", который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена перфорацией. Описанный воздухозаборник раскрыт в патенте РФ №2051074 от 21.09.1992 г.The well-known "Hypersonic air intake of the jet engine", which contains the braking surface, the shell, the throat section and the suction system of the boundary layer, the latter is equipped with perforation. The described air intake is disclosed in the patent of the Russian Federation No. 2051074 dated 09/21/1992.

Недостатком данного технического решения является то, что при больших скоростях 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 speeds the flat design of the air intake does not fully reduce its effective resistance and, as a result, increase the effective traction of the power plant.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является "Конфигурация наплыва и способ отклонения пограничного слоя", раскрытые в патенте США 5749542, кл. B64D 33/02 от 28.05.1996 г., где описан сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, образованный обечайкой, передние кромки которой образуют 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 исключить его попадание в канал воздухозаборника и увеличить за счет этого эффективную тягу.The closest technical solution to the claimed one is "Configuring the influx and the method of deflection of the boundary layer" disclosed in US patent 5749542, cl. B64D 33/02 of 05/28/1996, which describes a supersonic unregulated air intake formed by a shell, the front edges of which form the inlet of the air intake channel 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 prevent it from entering the air intake channel and thereby increase the effective traction.

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 эффективная тяга находится на недостаточном уровне.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, the reduction of the resistance of the air intake is not achieved and the effective traction is at an insufficient level.

Технической задачей заявляемого технического решения является обеспечение эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей с минимальным регулированием его геометрических размеров.The technical task of the proposed technical solution is to ensure effective braking of the flow in the air intake in a wide speed range with minimal regulation of its geometric dimensions.

Поставленная задача решается повышением коэффициента полного давления, уменьшением сопротивления воздухозаборника и увеличением равномерности поля параметров в выходном сечении диффузора.The problem is solved by increasing the total pressure coefficient, reducing the resistance of the air intake and increasing the uniformity of the parameter field in the output section of the diffuser.

Технический результат достигается тем, что в заявляемом воздухозаборнике с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата 1, который содержит на фиг.1, 2, 3 и 4 пространственный клин 2, выполненный с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6, боковые стенки 5, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, систему слива пограничного слоя 9, горло воздухозаборника 7 и дозвуковой диффузор 8, причем согласно изобретению пространственный клин 2 выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке 1 корпуса летательного аппарата, и имеет передние стреловидные кромки 12 для образования поперечного градиента давления, при этом угол стреловидности χ1 передней кромки 12 в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина 2 в вертикальной плоскости составляет 5-15°; передняя кромка 3 обечайки 6 выполнена стреловидной, а внутренняя поверхность обечайки 6 выполнена из примыкающих друг к другу плоских поверхностей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки 5 выполнены со стреловидными кромками 4, начинающимися с сечения канала, где ширина обечайки достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, причем угол стреловидности χ2 передних кромок боковых стенок 4 находится в пределах 40-60° и сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника XOY, система слива пограничного слоя 9, расположенная за пространственным клином 2 перед сечением горла 7, включает отверстие, выполненное в виде щели 10 или перфорации для слива пограничного слоя, коллектор 13 и магистраль 14 для удаления пограничного слоя наружу; канал за горлом 7 воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходящий в дозвуковой криволинейный диффузор 8 с круговым сечением на выходе 15, которое смещено по длине диффузора в сторону, противоположную обечайке 6 на величину диаметра выходного сечения диффузора 15; на стенке обечайки 6 воздухозаборника, состоящей из конфузорной поверхности торможения и вращающихся панелей 17, являющихся продолжением обечайки, установлены шарниры 16, обеспечивающие вращение панелей 17 в вертикальной плоскости и герметичность канала воздухозаборника.The technical result is achieved by the fact that in the inventive variable geometry inlet for a supersonic aircraft 1, which contains in FIGS. 1, 2, 3 and 4 a spatial wedge 2 made with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and pre-braking the incident flow, shell 6, side walls 5, forming a window for air bypass in the start-up modes and which are braking surfaces due to the spatial flow, drain system boundary layer 9, throat an air intake 7 and a subsonic diffuser 8, and according to the invention, the spatial wedge 2 is made with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, mounted on the wall 1 of the aircraft body, and has front swept edges 12 to form a transverse pressure gradient while the sweep angle χ 1 of the leading edge 12 in the horizontal plane is 40-60 °, and the angle β of the spatial wedge 2 in the vertical plane is 5-15 °; the front edge 3 of the shell 6 is swept, and the inner surface of the shell 6 is made of adjacent to each other flat surfaces forming a confused braking surface; the side walls 5 are made with arrow-shaped edges 4, starting with the channel section, where the shell width reaches a value equal to the width of the air intake channel, and the sweep angle χ 2 of the front edges of the side walls 4 is within 40-60 ° and the side walls themselves are parallel to the vertical plane of symmetry XOY air intake, the boundary layer drain system 9, located behind the spatial wedge 2 before the neck section 7, includes an opening made in the form of a slit 10 or perforation to drain the boundary layer, collect op 13 and highway 14 to remove the boundary layer to the outside; the channel behind the throat 7 of the air intake is made of a rectangular cross-section at the inlet and passing into a subsonic curvilinear diffuser 8 with a circular cross-section at the outlet 15, which is offset along the length of the diffuser in the direction opposite to the shell 6 by the diameter of the output cross-section of the diffuser 15; on the wall of the shell 6 of the air intake, consisting of a confuser braking surface and rotating panels 17, which are a continuation of the shell, hinges 16 are installed, which ensure the rotation of the panels 17 in the vertical plane and the tightness of the air intake channel.

В заявляемом воздухозаборнике с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата 1 (вариант), который содержит на фиг.1, 5, 6 пространственный клин 2 выполненный с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6, боковые стенки 5, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, систему слива пограничного слоя 9, горло воздухозаборника 7 и дозвуковой диффузор 8, согласно изобретению пространственный клин 2 выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке 1 корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки 12 для образования поперечного градиента давления, при этом угол стреловидности χ1 передней кромки 12 в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина 2 в вертикальной плоскости составляет 5-15°; передняя кромка 3 обечайки 6 выполнена стреловидной, а внутренняя поверхность обечайки 6 выполнена из примыкающих друг к другу плоских поверхностей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки 5 выполнены со стреловидными кромками 4, начинающимися с сечения канала, где ширина обечайки достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, причем угол стреловидности χ2 передних кромок боковых стенок 4 находится в пределах 40-60° и сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника XOY, система слива пограничного слоя 9, расположенная за пространственным клином 2 перед сечением горла 7, включает отверстие, выполненное в виде щели 10 или перфорации для слива пограничного слоя, коллектор 13 и магистраль 14 для удаления пограничного слоя наружу, канал за горлом 7 воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока.In the inventive variable-geometry air intake for a supersonic aircraft 1 (option), which contains in FIGS. 1, 5, 6 a spatial wedge 2 made with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking the incoming flow, sidewall 6, side walls 5, forming a window for air bypass in start-up modes and which are braking surfaces due to the spatial flow, the drain system of the boundary layer 9, the throat of the air intake 7 and subsonic diff the gap 8, according to the invention, the spatial wedge 2 is made with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, mounted on the wall 1 of the aircraft body and has front swept edges 12 to form a transverse pressure gradient, while the sweep angle χ 1 of the leading edge 12 in the horizontal plane is 40-60 °, and the angle β of the spatial wedge 2 in the vertical plane is 5-15 °; the front edge 3 of the shell 6 is swept, and the inner surface of the shell 6 is made of adjacent to each other flat surfaces forming a confused braking surface; the side walls 5 are made with arrow-shaped edges 4, starting with the channel section, where the shell width reaches a value equal to the width of the air intake channel, and the sweep angle χ 2 of the front edges of the side walls 4 is within 40-60 ° and the side walls themselves are parallel to the vertical plane of symmetry XOY air intake, the boundary layer drain system 9, located behind the spatial wedge 2 before the neck section 7, includes an opening made in the form of a slit 10 or perforation to drain the boundary layer, collect OP 13 and highway 14 to remove the boundary layer to the outside, the channel behind the throat 7 of the air intake is made of rectangular cross section at the inlet and passes into a subsonic expanding diffuser made of a conical shape with an extension along its axis inclined to the longitudinal axis X that coincides with the direction of the incoming flow.

На фиг.1 схематично показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, установленный на летательном аппарате и содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор.Figure 1 schematically shows an air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft installed on the aircraft and containing a spatial wedge with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking the incoming flow, the shell, the side walls, the drainage system of the boundary layer, throat air intake and subsonic diffuser.

На фиг.2 схематично показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, выполненный криволинейным.Figure 2 schematically shows an air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft, containing a spatial wedge with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking the incoming flow, the sidewall, side walls, the drain system of the boundary layer, the throat of the air intake and the subsonic diffuser made curvilinear.

На фиг.3 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, фиг.2, с криволинейным дозвуковым диффузором, вид сверху.Figure 3 shows the air intake with variable geometry for a supersonic aircraft, figure 2, with a curved subsonic diffuser, top view.

На фиг.4 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, фиг.2, с криволинейным дозвуковым диффузором при виде спереди.Figure 4 shows the air intake with variable geometry for a supersonic aircraft, figure 2, with a curved subsonic diffuser in front view.

На фиг.5 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), содержащий пространственный клин с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с его осью, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока.Figure 5 shows an air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft (option), containing a spatial wedge with a width equal to the width of the air intake, for deflecting the boundary layer and preliminary braking the incoming flow, the shell, side walls, the drain system of the boundary layer, the throat of the air intake and a subsonic expanding diffuser made in a conical shape with its axis inclined to the longitudinal axis X, which coincides with the direction of the incoming flow.

На фиг.6 показан воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), фиг.5, и расширяющимся коническим дозвуковым диффузором, вид сверху.Figure 6 shows the air intake with variable geometry for a supersonic aircraft (option), figure 5, and an expanding conical subsonic diffuser, top view.

Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, показанный на фиг.1, 2 и 3, содержит пространственный клин 2, установленный на поверхности летательного аппарата 1, с углом β в плоскости XOY и стреловидными передними кромками 12 с углами стреловидности χ1, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку 6 со стреловидными передними кромками 3 с углами стреловидности χ1 и радиусом R передней кромки в плоскости, параллельной плоскости XOZ в плане в критической точке К, боковые стенки 5 воздухозаборника со стреловидными передними кромками 4 и углами χ2, систему слива пограничного слоя 9, расположенную за пространственным клином 2 перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина 2 воздухозаборника и дозвуковой криволинейный расширяющийся диффузор 8, фиг.2, фиг.3, или дозвуковой конический расширяющийся диффузор 8, фиг.5, 6. В процессе торможения набегающего потока образуются косые скачки уплотнения 11 на пространственном клине 2 и обечайке 6, а образующийся на пространственном клине пограничный слой удаляется через щель 10 или перфорацию системы слива 9 в канале горла 7 воздухозаборника. На обечайке 6 воздухозаборника, на фиг.2, установлены шарниры 16 для изменения площади канала и обеспечения герметичности канала в сечении горла путем вращения панелей 17.The variable geometry air intake for a supersonic aircraft, shown in FIGS. 1, 2 and 3, comprises a spatial wedge 2 mounted on the surface of the aircraft 1, with an angle β in the XOY plane and arrow-shaped leading edges 12 with sweep angles χ 1 , for deflection boundary layer and preliminary braking of the oncoming flow, the shell 6 with swept leading edges 3 with sweep angles χ 1 and radius R of the leading edge in a plane parallel to the XOZ plane in plan at the critical point K, b shackle walls 5 of the air intake with arrow-shaped leading edges 4 and angles χ 2 , a drainage system of the boundary layer 9 located behind the spatial wedge 2 in front of the throat section on the surface, which is a continuation of the spatial wedge 2 of the air intake and the subsonic curvilinear expanding diffuser 8, FIG. 2, FIG. 3, or a subsonic conical expanding diffuser 8, Figs. 5, 6. In the process of braking the incoming flow, oblique shock waves of the seal 11 are formed on the spatial wedge 2 and shell 6, and the one formed on the spatial Ohm wedge boundary layer is removed through the slot 10 or perforation of the drain system 9 in the channel of the throat 7 of the air intake. On the shell 6 of the air intake, in Fig.2, hinges 16 are installed to change the channel area and ensure the tightness of the channel in the throat section by rotating the panels 17.

Заявляемый воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты) работает следующим образом.The inventive variable geometry inlet for a supersonic aircraft (options) works as follows.

Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения, инициируемых пространственным клином 2, пересекающихся в плоскости симметрии и взаимодействующих между собой, формируя течение, близкое к коническому. Образующийся суммарный скачок уплотнения проходит вблизи передней кромки 3 обечайки 6, форма которой и радиус R передней ее кромки в плоскости, параллельной плоскости XOZ, выбираются с учетом конфигурации суммарного скачка уплотнения, образующегося на расчетном числе Маха воздухозаборника. При торможении потока на пространственном клине 2 возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Z действуют на пограничный слой, образовавшийся на корпусе 1 летательного аппарата и пространственном клине 2, и уменьшают его толщину путем слива в стороны. Течение на клине 2 является пространственным и поэтому обтекание боковых стенок 5, внутренняя поверхность которых параллельна плоскости XOY, реализуется также с образованием скачков уплотнения 11 в канале воздухозаборника. Дальнейшее торможение сверхзвукового потока осуществляется в косых скачках уплотнения 11, образующихся на конфузорной поверхности обечайки 6 и при обтекании боковых стенок 5 воздухозаборника, образующих окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, а также в замыкающем скачке уплотнения, близком по интенсивности к прямому скачку, располагающемуся вблизи сечения горла 7 воздухозаборника. Благодаря отсутствию боковых стенок на длине пространственного клина 2 и наличию боковых стенок 5 канала воздухозаборника с кромками обратной стреловидности 4, отстоящими от сечения входа в воздухозаборник, обеспечивается необходимый перепуск воздуха перед воздухозаборником наружу на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск, при расчетном числе Маха и при скоростях полета, меньших расчетной. Дополнительным средством, облегчающим запуск воздухозаборника и оптимизирующим режим его работы, является регулирование площади горла 7 воздухозаборника путем вращения панелей 17, установленных на шарнирах 16. Перед сечением горла 7 воздухозаборника располагаются отверстия 10, выполненные в виде перфорации или щелей, системы 9 слива пограничного слоя. Система слива 9 позволяет не только удалить пограничный слой и предотвратить его отрыв, вызванный скачками уплотнения, отраженными от обечайки 6, но и перепустить часть расхода воздуха на режимах с дросселированием и тем самым повысить диапазон устойчивой работы воздухозаборника в составе силовой установки с двигателем летательного аппарата и увеличить эффективность процесса торможения набегающего потока. Окончательное торможение воздушного потока и формирование поля параметров течения, требуемое для согласования с воздушно-реактивным двигателем, осуществляется в дозвуковом диффузоре 8.The incident supersonic flow is inhibited in oblique shock waves initiated by the spatial wedge 2, intersecting in the plane of symmetry and interacting with each other, forming a flow close to conical. The resulting total shock wave passes near the leading edge 3 of the shell 6, the shape of which and the radius R of its leading edge in a plane parallel to the XOZ plane are selected taking into account the configuration of the total shock wave formed on the calculated Mach number of the air intake. When braking the flow on the spatial wedge 2, the resulting transverse pressure gradient and velocity component in the direction of the Z axis act on the boundary layer formed on the aircraft body 1 and the spatial wedge 2, and reduce its thickness by draining to the sides. The flow on the wedge 2 is spatial and therefore the flow around the side walls 5, the inner surface of which is parallel to the XOY plane, is also realized with the formation of shock waves 11 in the air intake channel. Further braking of the supersonic flow is carried out in oblique shock waves of the seal 11, which are formed on the confuser surface of the shell 6 and when flowing around the side walls 5 of the air intake, which form a window for air bypass in the starting modes and which are braking surfaces due to the spatial flow, as well as in the closing shock wave, close in intensity to a direct jump located near the throat section 7 of the air intake. Due to the absence of side walls along the length of the spatial wedge 2 and the presence of side walls 5 of the air intake channel with reverse sweep edges 4 spaced from the intake inlet cross section, the necessary air is allowed to pass outward in front of the air intake in start-up mode, that is, it starts automatically, at the estimated Mach number and at flight speeds less than calculated. An additional tool that facilitates starting the air intake and optimizing its operation mode is to regulate the area of the throat 7 of the air intake by rotating the panels 17 mounted on the hinges 16. Before the cross section of the throat 7 of the air intake there are holes 10 made in the form of perforations or slots of the boundary layer drainage system 9. The discharge system 9 allows not only to remove the boundary layer and prevent its separation caused by seal shocks reflected from the shell 6, but also to bypass part of the air flow in throttling modes and thereby increase the range of stable operation of the air intake as part of a power plant with an aircraft engine and increase the efficiency of the process of braking the free stream. The final braking of the air flow and the formation of the field of flow parameters required for coordination with the air-jet engine is carried out in the subsonic diffuser 8.

С целью уменьшения распространения шума из компрессора двигателя дозвуковой диффузор 8 выполнен криволинейным, фиг.2, таким образом, что его выходное сечение 15 или вход в двигатель выполнен ниже пространственного клина 2 на величину диаметра входа в двигатель, т.е. чтобы двигатель располагался в корпусе летательного аппарата. Контур криволинейного дозвукового диффузора 8 рассчитывается из условия безотрывного течения в диффузоре минимальной длины.In order to reduce the propagation of noise from the engine compressor, the subsonic diffuser 8 is made curved, figure 2, so that its output section 15 or the entrance to the engine is made below the spatial wedge 2 by the value of the diameter of the engine entrance, i.e. so that the engine is located in the body of the aircraft. The contour of the curved subsonic diffuser 8 is calculated from the condition of continuous flow in the minimum length of the diffuser.

Для упрощения конструкции и уменьшения веса воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (вариант), фиг.5, дозвуковой диффузор 8 выполнен конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока. Такая конструкция воздухозаборника с дозвуковым диффузором 8 расширяющейся конической формы обеспечивает высокую технологичность и также обеспечивает уменьшение распространения шума из компрессора двигателя.To simplify the design and reduce the weight of the variable geometry air intake for a supersonic aircraft (option), Fig. 5, the subsonic diffuser 8 is conical in shape with an extension along its axis inclined to the longitudinal axis X, which coincides with the direction of the incoming flow. This design of the air intake with a subsonic diffuser 8 expanding conical shape provides high adaptability and also reduces the propagation of noise from the engine compressor.

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 составляют 0.88-0.9 при расходе сливаемого воздуха в пределах 1.5-2.5% от суммарного расхода (смотри тезисы доклада В.А.Виноградова, В.А.Степанова "Схема и характеристики воздухозаборника сверхзвукового пассажирского самолета", представленные на 44-ую международную конференцию по силовым установкам, проводимую в г.Хартфорд, США, 2007 г.).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 are 0.88-0.9 with the discharge air flow rate within 1.5-2.5% of the total flow rate (see the abstracts of V.A. Vinogradov and V.A. Stepanov's report “Design and characteristics of the air intake of a supersonic passenger aircraft”, presented on 44th International Powertrain Conference Held in Hartford, USA, 2007).

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 и равномерный профиль параметров потока в выходном сечении дозвукового диффузора, выполненного либо криволинейной формы, либо расширяющейся конической формы.Thus, the proposed variable geometry air intake for a supersonic aircraft provides effective braking of the incoming air flow and reduction of its resistance with minimal mechanical control of its structure and discharge of the boundary layer at operating and launch conditions and a uniform profile of flow parameters in the output section of the subsonic diffuser made either a curved shape or an expanding conical shape.

Claims (2)

1. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что пространственный клин выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки для образования поперечного градиента давления, при этом угол χ1 стреловидности передней кромки в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина в вертикальной плоскости составляет 5-15°, передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом χ1 стреловидности, а внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от обечайки, где ее ширина достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, и продолжающимися до пространственного клина, причем угол χ2 стреловидности передних кромок боковых стенок находится в пределах 40-60°, а сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника; система слива пограничного слоя расположена за пространственным клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина, и включает отверстие, коллектор и магистраль для удаления пограничного слоя наружу, причем отверстие для слива пограничного слоя выполнено в виде перфорации или щелей, канал за горлом воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением на выходе, которое смещено по длине диффузора в сторону, противоположную обечайке, на величину диаметра выходного сечения криволинейного диффузора; на обечайке воздухозаборника, состоящей из конфузорной поверхности торможения и вращающихся панелей, являющихся продолжением обечайки, установлены шарниры, обеспечивающие вращение панелей в вертикальной плоскости и герметичность канала воздухозаборника.1. An air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft, comprising a spatial wedge for deflecting the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, a shell, side walls, a boundary layer drainage system, an air intake throat and a subsonic diffuser, characterized in that the spatial wedge is made with a width equal to the width of the air intake, for deflection of the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, is installed on the wall of the aircraft body and has front swept edges for the formation of a transverse pressure gradient, while the angle χ 1 of the sweep of the leading edge in the horizontal plane is 40-60 °, and the angle β of the spatial wedge in the vertical plane is 5-15 °, the front edge of the shell is swept with an angle χ 1 sweep, and the inner surface of the shell is made of planes adjacent to each other, forming a confuser braking surface; the side walls that form the window for air bypass in start-up modes and which are braking surfaces due to the spatial flow, are made with arrow-shaped edges starting from the shell, where its width reaches a value equal to the width of the air intake channel, and extending to the spatial wedge, and the angle χ 2 sweep the front edges of the side walls are in the range of 40-60 °, and the side walls themselves are parallel to the vertical plane of symmetry of the air intake; 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 spatial wedge, and includes a hole, a collector and a line for removing the boundary layer outward, and the boundary layer drainage hole is made in the form of perforations or slots, the channel behind the air intake throat is made rectangular inlet and passes into a subsonic curvilinear diffuser with a circular cross section at the output, which is offset along the length of the diffuser in the opposite direction the shell, by the diameter of the output section of the curved diffuser; on the side of the air intake, consisting of a confuser braking surface and rotating panels, which are a continuation of the shell, hinges are installed to ensure the rotation of the panels in a vertical plane and the tightness of the air intake channel. 2. Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий пространственный клин для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника и дозвуковой диффузор, отличающийся тем, что пространственный клин выполнен с шириной, равной ширине воздухозаборника, для отклонения пограничного слоя и предварительного торможения набегающего потока, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки для образования поперечного градиента давления, при этом угол χ1 стреловидности передней кромки в горизонтальной плоскости составляет 40-60°, а угол β пространственного клина в вертикальной плоскости составляет 5-15°, передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом χ1 стреловидности, а внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность торможения; боковые стенки, образующие окно для перепуска воздуха на режимах запуска и являющиеся поверхностями торможения вследствие пространственности течения, выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от обечайки, где ее ширина достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника, и продолжающимися до пространственного клина, причем угол χ2 стреловидности передних кромок боковых стенок находится в пределах 40-60°, а сами боковые стенки параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника; система слива пограничного слоя, расположена за пространственным клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением пространственного клина и включает отверстие, коллектор и магистраль для удаления пограничного слоя наружу, причем отверстие для слива пограничного слоя выполнено в виде перфорации или щелей, канал за горлом воздухозаборника выполнен прямоугольного сечения на входе и переходит в дозвуковой расширяющийся диффузор, выполненный конической формы с расширением вдоль его оси, наклоненной к продольной оси X, совпадающей с направлением набегающего потока. 2. An air intake with a variable geometry for a supersonic aircraft, comprising a spatial wedge for deflecting the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, a shell, side walls, a boundary layer drainage system, an air intake throat and a subsonic diffuser, characterized in that the spatial wedge is made with a width equal to the width of the air intake, for deflection of the boundary layer and preliminary braking of the incoming flow, is installed on the wall of the aircraft body and has front swept edges for the formation of a transverse pressure gradient, while the angle χ 1 of the sweep of the leading edge in the horizontal plane is 40-60 °, and the angle β of the spatial wedge in the vertical plane is 5-15 °, the front edge of the shell is swept with an angle χ 1 sweep, and the inner surface of the shell is made of planes adjacent to each other, forming a confuser braking surface; the side walls that form the window for air bypass in start-up modes and which are braking surfaces due to the spatial flow, are made with arrow-shaped edges starting from the shell, where its width reaches a value equal to the width of the air intake channel, and extending to the spatial wedge, and the angle χ 2 sweep the front edges of the side walls are in the range of 40-60 °, and the side walls themselves are parallel to the vertical plane of symmetry of the air intake; the boundary layer drainage system, located behind the spatial wedge in front of the throat section on the surface, which is a continuation of the spatial wedge and includes a hole, a collector and a trunk to remove the boundary layer outward, and the hole for drainage of the boundary layer is made in the form of perforations or slots, the channel behind the air intake neck rectangular inlet and passes into a subsonic expanding diffuser made of conical shape with expansion along its axis, inclined to the longitudinal axis X, necessarily represent the direction of incident flow.
RU2007143366/11A 2007-11-26 2007-11-26 Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) RU2353550C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007143366/11A RU2353550C1 (en) 2007-11-26 2007-11-26 Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2007143366/11A RU2353550C1 (en) 2007-11-26 2007-11-26 Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2353550C1 true RU2353550C1 (en) 2009-04-27

Family

ID=41018955

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007143366/11A RU2353550C1 (en) 2007-11-26 2007-11-26 Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2353550C1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103950543A (en) * 2014-04-18 2014-07-30 南京航空航天大学 Aircraft supersonic air inlet channel with variable deflation system
RU2570186C2 (en) * 2011-07-24 2015-12-10 Дзе Боинг Компани Decreasing velocity in stream field at engine inlet
RU2746615C2 (en) * 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 Ramjet engine input device
CN112798560A (en) * 2020-12-24 2021-05-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Cavity inner wall scattering characteristic pre-estimation carrier
CN113153530A (en) * 2021-05-28 2021-07-23 西北工业大学 Hypersonic variable structure air inlet mechanism and wide-area combined power aircraft
CN113738512A (en) * 2021-09-18 2021-12-03 中国商用飞机有限责任公司 Device for blocking water flow from entering stamping air inlet channel and aircraft with device
CN114017217A (en) * 2021-11-19 2022-02-08 中国直升机设计研究所 Horn-shaped step type air inlet channel for air inlet of back of helicopter
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

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2570186C2 (en) * 2011-07-24 2015-12-10 Дзе Боинг Компани Decreasing velocity in stream field at engine inlet
US10040559B2 (en) 2011-07-24 2018-08-07 The Boeing Company Reduced flow field velocity for a propulsor
CN103950543A (en) * 2014-04-18 2014-07-30 南京航空航天大学 Aircraft supersonic air inlet channel with variable deflation system
RU2746615C2 (en) * 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 Ramjet engine input device
CN112798560A (en) * 2020-12-24 2021-05-14 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Cavity inner wall scattering characteristic pre-estimation carrier
CN113153530A (en) * 2021-05-28 2021-07-23 西北工业大学 Hypersonic variable structure air inlet mechanism and wide-area combined power aircraft
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
CN113738512A (en) * 2021-09-18 2021-12-03 中国商用飞机有限责任公司 Device for blocking water flow from entering stamping air inlet channel and aircraft with device
CN113738512B (en) * 2021-09-18 2022-06-14 中国商用飞机有限责任公司 Device for blocking water flow from entering stamping air inlet channel and aircraft with device
CN114017217A (en) * 2021-11-19 2022-02-08 中国直升机设计研究所 Horn-shaped step type air inlet channel for air inlet of back of helicopter
CN114017217B (en) * 2021-11-19 2023-04-25 中国直升机设计研究所 Horn-shaped step type air inlet channel for back air inlet of helicopter

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2353550C1 (en) Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions)
CA1257971A (en) Gas turbine engine nacelle
US8210482B2 (en) Prismatic-shaped vortex generators
JP5672005B2 (en) Aircraft leading edge and aircraft nacelle including air vents
CA2614432C (en) Particle separator using boundary layer control
CA1229494A (en) Aircraft engine air intake including a foreign object separator
CA1116418A (en) Vane fairing for inertial separator
EP1117588B1 (en) Aircraft engine air intake system
US7549839B2 (en) Variable geometry inlet guide vane
US5158251A (en) Aerodynamic surface tip vortex attenuation system
RU2343297C1 (en) Supersonic intake
CA2638720C (en) Thrust reverser door
CN106021831B (en) Adaptive connection reverse backflow slot Design of Inlet method
JP2011505290A5 (en)
US9945260B2 (en) Hub of an intermediate casing for an aircraft turbojet engine comprising doors with contoured geometry
EP0940338B1 (en) Gearbox breather outlet
US4844382A (en) Dual turning vane air inlet assembly
RU2670664C1 (en) Asymmetrical air-scoop for three flow engine of faster-than-sound aircraft
CN103797229B (en) For the method adjusting supersonic inlet
KR20050043749A (en) Device with an air inlet manifold and air mass sensor arrangement inserted therein
EP3546368B1 (en) Inlet diffuser for jet engine and method for diffusing incoming air of jet engine
RU149896U1 (en) VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC AIRCRAFT
RU2766238C1 (en) Variable geometry air intake for supersonic passenger aircraft
RU2200240C1 (en) Supersonic air intake (versions)
RU2233769C1 (en) Flying vehicle wing tip with vortex generator

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804