RU2446994C2 - Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата - Google Patents
Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446994C2 RU2446994C2 RU2009114794/11A RU2009114794A RU2446994C2 RU 2446994 C2 RU2446994 C2 RU 2446994C2 RU 2009114794/11 A RU2009114794/11 A RU 2009114794/11A RU 2009114794 A RU2009114794 A RU 2009114794A RU 2446994 C2 RU2446994 C2 RU 2446994C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- aircraft
- intake device
- air
- propulsion system
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Tires In General (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата осуществляет забор воздуха из пограничного слоя корпуса летательного аппарата и выполнено в виде перфорированной оболочки. Двигатель расположен внутри корпуса летательного аппарата. Технический результат заключается в оптимизации компоновки летательного аппарата и повышении безопасности работы двигательной установки. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области летательных аппаратов, в частности к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей.
Известно воздухозаборное устройство для турбореактивной двигательной установки, которое входит в состав ракеты (патент Японии JP №5005600 от 14.01.1993, МПК F42B 15/36), причем входное отверстие воздухозаборного устройства для турбореактивной двигательной установки выходит за пределы корпуса ракеты.
Недостатками аналога являются значительное ухудшение аэродинамических характеристик и ухудшение компоновки из-за наличия канала воздухозаборного устройства, уменьшающего плотность компоновки корпуса.
Также известно воздухозаборное устройство для двигательной установки (международная заявка WO 2008/091362 от 27.06.2007, МПК F42B 12/00), которое позволяет осуществлять забор воздуха для двигательной установки с помощью щели с регулируемым расходом воздуха в корпусе летательного аппарата.
Недостатками прототипа являются ухудшение компоновки из-за наличия канала воздухозаборного устройства, усложнение конструкции воздухозаборного устройства и отсутствие защиты от посторонних предметов в случае, когда щель в корпусе открыта.
Предлагаемое изобретение направлено на решение задачи создания воздухозаборного устройства, которое позволило бы оптимизировать компоновку ракеты и ее аэродинамические характеристики и при этом было бы максимально простым.
Задача решается за счет того, что воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата, входящее в состав корпуса летательного аппарата и осуществляющее забор воздуха из пограничного слоя корпуса летательного аппарата, выполнено в виде перфорированной оболочки, при этом двигатель расположен внутри корпуса летательного аппарата.
Предлагаемое изобретение позволяет достичь оптимальной компоновки летательного аппарата за счет отказа от громоздкого канала воздухозаборного устройства, повышения надежности за счет простоты конструкции, повышения безопасности за счет исключения попадания в двигательную установку посторонних предметов.
На фиг.1 схематично изображен вариант исполнения летательного аппарата с воздухозаборным устройством двигательной установки.
На фиг.2 изображено воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата, отверстия и двигательная установка изображены схематично, стрелками обозначено направление движения воздуха из пограничного слоя к двигательной установке.
Предлагаемое изобретение основано на явлении образования пограничного слоя. Под влиянием трения (вязкости воздуха) и шероховатости стенок скорость воздуха на поверхности обтекаемого тела становится равной нулю. Скорость течения возрастает при удалении по нормали от поверхности тела, пока не достигнет скорости свободного потока. Слой, в котором происходят эти изменения скорости, называется пограничным слоем («Аэродинамика больших скоростей», И.Гошек, Издательство иностранной литературы, Москва, 1954 г.).
Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство 1) входит в состав летательного аппарата 3, например ракеты. Двигательная установка состоит из воздухозаборного устройства 1 и воздушно-реактивного двигателя (далее двигателя 2). Воздухозаборное устройство 1 установлено таким образом, что в полете динамическая составляющая потока (скоростной напор) в питании двигательной установки не участвует, а участвует только статическая составляющая (давление пограничного слоя), при этом воздух в двигатель 2 поступает только из воздухозаборного устройства 1. Например, воздухозаборное устройство 1 установлено в хвостовой части летательного аппарата 3 после его основных отсеков, а двигатель 2 расположен внутри воздухозаборного устройства 1.
Воздухозаборное устройство 1 выполнено в виде кожуха, имеющего форму оболочки, например, оживальной. Часть поверхности кожуха выполнена со сквозными отверстиями 4. Кожух является частью корпуса летательного аппарата 3 и может быть выполнен как несущий элемент и включен в силовую конструкцию планера летательного аппарата 3. Оптимальная форма кожуха, а также количество, форма и расположение отверстий 4 определяются аэродинамическим расчетом параметров потока летательного аппарата 3. Отверстия 4 могут быть выполнены таким образом, чтобы осуществлять забор воздуха не только из пограничного слоя 5 непосредственно у поверхности корпуса летательного аппарата 3, но и на некотором расстоянии от нее, не выходя за пределы пограничного слоя 5. Например, отверстия 4 могут быть выполнены с кромками, отогнутыми наружу воздухозаборного устройства 1 против потока.
Воздухозаборное устройство работает следующим образом.
Производят запуск двигательной установки летательного аппарата 3. При полете летательного аппарата 3 в воздухе образуется пограничный слой 5, окружающий летательный аппарат 3 и, в частности, воздухозаборное устройство 1. Воздух из пограничного слоя 5 через отверстия 4 воздухозаборного устройства 1 поступает в двигатель 2 и питает его. Забор воздуха для двигателя 2 осуществляется из пограничного слоя 5, толщина которого уменьшается, что дополнительно вызывает снижение аэродинамического сопротивления летательного аппарата 3. Воздухозаборное устройство 1 на протяжении полета защищает двигатель 2 от попадания посторонних предметов.
Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата предназначено для применения в конструкции летательных аппаратов и позволяет оптимизировать объемную компоновку летательного аппарата при одновременном улучшении аэродинамических характеристик.
Claims (1)
- Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата, входящее в состав корпуса летательного аппарата и осуществляющее забор воздуха из пограничного слоя корпуса летательного аппарата, отличающееся тем, что воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата выполнено в виде перфорированной оболочки, при этом двигатель расположен внутри корпуса летательного аппарата.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009114794/11A RU2446994C2 (ru) | 2009-04-21 | 2009-04-21 | Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009114794/11A RU2446994C2 (ru) | 2009-04-21 | 2009-04-21 | Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009114794A RU2009114794A (ru) | 2010-10-27 |
| RU2446994C2 true RU2446994C2 (ru) | 2012-04-10 |
Family
ID=44041892
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009114794/11A RU2446994C2 (ru) | 2009-04-21 | 2009-04-21 | Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2446994C2 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1014870A (en) * | 1962-04-24 | 1965-12-31 | Gen Electric | Improvements in air induction system for a gas turbine engine |
| GB2230844A (en) * | 1982-10-28 | 1990-10-31 | Secr Defence | Air breathing missiles |
| RU2013619C1 (ru) * | 1989-06-23 | 1994-05-30 | Научно-испытательный центр Центрального института авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Газотурбинный двигатель |
| EP1367251A1 (fr) * | 2002-05-27 | 2003-12-03 | MBDA France | Système d'obturation pour un orifice d'une voie d'introduction d'air dans la chambre de combustion d'un statoréacteur, ainsi que statoréacteur et missile comprenant ledit système |
| WO2008091362A2 (en) * | 2006-07-10 | 2008-07-31 | Raytheon Company | Methods and apparatus for missile air inlet |
-
2009
- 2009-04-21 RU RU2009114794/11A patent/RU2446994C2/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1014870A (en) * | 1962-04-24 | 1965-12-31 | Gen Electric | Improvements in air induction system for a gas turbine engine |
| GB2230844A (en) * | 1982-10-28 | 1990-10-31 | Secr Defence | Air breathing missiles |
| RU2013619C1 (ru) * | 1989-06-23 | 1994-05-30 | Научно-испытательный центр Центрального института авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Газотурбинный двигатель |
| EP1367251A1 (fr) * | 2002-05-27 | 2003-12-03 | MBDA France | Système d'obturation pour un orifice d'une voie d'introduction d'air dans la chambre de combustion d'un statoréacteur, ainsi que statoréacteur et missile comprenant ledit système |
| WO2008091362A2 (en) * | 2006-07-10 | 2008-07-31 | Raytheon Company | Methods and apparatus for missile air inlet |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009114794A (ru) | 2010-10-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6290911B2 (ja) | 二重反転ファン付きターボジェットエンジンにより推進する航空機 | |
| CA2756214C (en) | Jet engine nozzle exit configurations and associated systems and methods | |
| US8157207B2 (en) | Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods | |
| ES2727703T3 (es) | Método y sistema para alterar la geometría de admisión de aire de un propulsor | |
| US10486796B2 (en) | Aircraft having an AFT engine and stabilizer with a varying line of maximum thickness | |
| US10967980B2 (en) | Turbine engine propelled airplane having an acoustic baffle | |
| US9909530B2 (en) | Non-axisymmetric fixed or variable fan nozzle for boundary layer ingestion propulsion | |
| JP6806474B2 (ja) | 吸気流量制限器 | |
| US11518499B2 (en) | Nacelle for an aircraft aft fan | |
| US10220952B2 (en) | Nacelle for an aircraft aft fan | |
| US10894594B2 (en) | Aircraft including a wing with improved acoustic treatment | |
| RU2446994C2 (ru) | Воздухозаборное устройство двигательной установки летательного аппарата | |
| WO2010061071A3 (fr) | Nacelle integree sur aile volante | |
| RU2548200C2 (ru) | Сверхзвуковой самолет | |
| US11772779B2 (en) | Propulsion unit with improved boundary layer ingestion | |
| EP2426044A1 (en) | Wig craft having hybrid propulsion means | |
| RU2728960C1 (ru) | Кормовое крестообразное оперение подводного объекта | |
| JP5336671B2 (ja) | 分散噴射型エンジン | |
| WO2024095581A1 (en) | Tail-integrated boundary-layer ingesting propulsion | |
| JP7539585B2 (ja) | 大きなマッハ数の範囲にわたる極超音速動作のための固定形状および形状遷移を有する機体一体型スクラムジェット | |
| US8876043B2 (en) | Aircraft engine exhaust nozzle system for jet noise reduction | |
| RU2361779C1 (ru) | Силовая установка с отбором пограничного слоя фюзеляжа | |
| Lotter et al. | Aerodynamic aspects and optimisation of thrust reverser systems | |
| Langston | As the Turbine Turns | |
| Moreau et al. | Heavier than air, how can they fly? |