RU2353550C1 - Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) - Google Patents
Air intake with variable geometry for supersonic aircraft (versions) Download PDFInfo
- 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
Links
Images
Abstract
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
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
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
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
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
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
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)
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)
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 |
-
2007
- 2007-11-26 RU RU2007143366/11A patent/RU2353550C1/en active
Cited By (11)
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 |