RU2454354C2 - Supersonic aircraft jet engine - Google Patents
Supersonic aircraft jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2454354C2 RU2454354C2 RU2009117327/11A RU2009117327A RU2454354C2 RU 2454354 C2 RU2454354 C2 RU 2454354C2 RU 2009117327/11 A RU2009117327/11 A RU 2009117327/11A RU 2009117327 A RU2009117327 A RU 2009117327A RU 2454354 C2 RU2454354 C2 RU 2454354C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- air intake
- edge
- bevel
- shock wave
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение в целом относится к системам воздухозаборника и сопла двигателя сверхзвукового летательного аппарата, а более точно к повышению эффективности таких систем. Оно также относится к снижению или устранению требований к стабилизации стравливаемого воздуха.The invention generally relates to air intake systems and engine nozzles of a supersonic aircraft, and more specifically to improving the efficiency of such systems. It also refers to reducing or eliminating the requirements for stabilizing bleeding air.
Системы воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата поставлены перед трудной задачей по максимизации летных качеств летательного аппарата. На сверхзвуковых скоростях воздухозаборник двигателя должен замедлять скорость воздуха до меньшей, чем скорость звука, типично, меньшей, чем число Маха 6, на передней стороне воздухозаборника. Для выполнения этого воздухозаборник должен подвергать воздух системе скачков уплотнения. При прохождении через систему скачков уплотнения происходят потери полного давления, которые снижают суммарную силу тяги и суммарный тепловой коэффициент полезного действия двигателя. Эти потери могут быть сокращены для незначительно низких уровней введением надлежащим образом сформированной поверхности изоэнтропического сжатия, однако в то время как поток замедляется около числа Маха 1, возникают проблемы устойчивости воздухозаборника для таких воздухозаборников с высоким коэффициентом полезного действия, так как поток приближается к двум возможным режимам потока. Таковые названы подкритическими в тех случаях, когда поток является дозвуковым впереди проходного сечения воздухозаборника (точки минимального поперечного сечения под прямым углом к локальному потоку), или надкритическими в тех случаях, когда поток проходит проходное сечение сверхзвуковым образом с последовательностью косых ударных волн.The engine air intake systems of a supersonic aircraft are faced with the difficult task of maximizing the flight qualities of an aircraft. At supersonic speeds, the engine air intake should slow down the air speed to less than the speed of sound, typically less than Mach 6, on the front side of the air intake. To do this, the air intake must expose air to the shock wave system. When passing through the system of shock waves, total pressure losses occur, which reduce the total traction force and the total thermal efficiency of the engine. These losses can be reduced for slightly lower levels by introducing a properly formed surface of isentropic compression, however, while the flow slows down near Mach 1, air intake stability problems arise for such air intakes with a high efficiency, since the flow approaches two possible modes flow. These are called subcritical in cases where the flow is subsonic in front of the inlet cross section of the air intake (points of minimum cross section at right angles to the local flow), or supercritical in cases where the flow passes through the cross section in a supersonic manner with a sequence of oblique shock waves.
Воздухозаборники типично сконструированы, чтобы размещать конечный замыкающий скачок уплотнения заданной интенсивности возле критического сечения, где поток будет переходить со сверхзвукового на дозвуковой поток, интенсивность которого является мерой относительной устойчивости потока. Очень слабый замыкающий скачок уплотнения, например, замедляющий поток с числа Маха 1,1 до 0,91 числа Маха, будет проявлять очень небольшую потерю полного давления, но был бы склонен к нарушениям устойчивости потока, таким как «гудение», где воздухозаборник быстро колеблется с подкритического до надкритического режима работы. Такие нарушения устойчивости могли бы вызываться изменениями температуры, влажности или угла потока, таких как от порывов ветра. Для предотвращения этого сверхзвуковые воздухозаборники типично конструируются, чтобы работать с интенсивностями замыкающего скачка уплотнения между от 1,2 до 1,3, которые дают в результате небольшую, но невосстановимую потерю полного давления от 0,8 до 2%.The air intakes are typically designed to place a final closing shock wave of a predetermined intensity near a critical section, where the flow will switch from supersonic to subsonic flow, the intensity of which is a measure of the relative stability of the flow. A very weak closing shock wave, for example, a decelerating flow from Mach 1.1 to 0.91 Mach, would show very little loss of total pressure, but would be prone to disturbances in flow stability, such as “humming,” where the air intake fluctuates rapidly from subcritical to supercritical operation. Such stability disturbances could be caused by changes in temperature, humidity or flow angle, such as from gusts of wind. To prevent this, supersonic air intakes are typically designed to operate with closing closure shock intensities between 1.2 to 1.3, which result in a small but irreparable total pressure loss of 0.8 to 2%.
В дополнение сверхзвуковые воздухозаборники типично оборудованы системами стравливаемого воздуха для удаления небольшой порции пограничного слоя на поверхности сжатия в местоположении замыкающего скачка уплотнения. Стравливание пограничного слоя необходимо для удерживания скачка уплотнения в расчетном местоположении, предотвращения нарушения устойчивости и для предотвращения отрыва пограничного слоя. Это может быть пояснено, как изложено ниже: система скачков уплотнения сообщает очень сильный положительный градиент давления пограничному слою, который будет заставлять пограничный слой утолщаться или отрываться. Эвристическое правило состоит в том, что нормальная интенсивность скачка уплотнения с числом Маха 1,3 будет вызывать отрыв даже очень сильного пограничного слоя. Даже если не отрывается, пограничный слой будет утолщаться при скачке уплотнения, снижая полезную площадь проходного сечения. Уменьшение площади проходного сечения, в свою очередь, повышает интенсивность скачка уплотнения, дополнительно повышая положительный градиент давления и уменьшая полезную площадь проходного сечения, и так далее. Результатом может быть либо «гудение», либо скачок уплотнения может перемещаться вперед, в точку более интенсивного замыкающего скачка уплотнения, сильно впереди предполагаемого местоположения. Это состояние имеет следствием значительно более высокие потери полного давления и меняющиеся давления на двигатель (искажение).In addition, supersonic air intakes are typically equipped with bleed air systems to remove a small portion of the boundary layer on the compression surface at the location of the closing shock wave. Bleeding of the boundary layer is necessary to keep the shock wave at the calculated location, to prevent instability and to prevent separation of the boundary layer. This can be explained as follows: the system of shock waves gives a very strong positive pressure gradient to the boundary layer, which will cause the boundary layer to thicken or tear off. The heuristic rule is that the normal intensity of the shock wave with a Mach number of 1.3 will cause the separation of even a very strong boundary layer. Even if it doesn’t come off, the boundary layer will thicken during the shock wave, reducing the useful area of the passage section. Reducing the area of the bore, in turn, increases the intensity of the shock wave, further increasing the positive pressure gradient and reducing the useful area of the bore, and so on. The result can either be a “buzz”, or the shock wave can move forward, to the point of a more intense trailing shock wave, well ahead of the intended location. This condition results in significantly higher total pressure losses and changing engine pressures (distortion).
Система стабилизирующего стравливания представляет собой дополнительную потерю суммарной силы тяги системы, так как она требует дополнительной потери давления (или механической прокачки) для порождения потока стравливания.The stabilizing bleeding system represents an additional loss of the total traction force of the system, since it requires an additional pressure loss (or mechanical pumping) to generate a bleeding stream.
Дополнительным следствием почти изоэнтропического сжатия с низкими потерями для воздухозаборников внешнего сжатия является волновое сопротивление обтекателя. Для того чтобы формировать скачки уплотнения для сверхзвукового сжатия с низкими потерями, поток должен быть повернут от направления свободного потока. Чем больше требуемый коэффициент полезного действия или расчетное число Маха, тем больше угол поворота потока. Для типичного воздухозаборника с внешним сжатием с некоторым сбросом вокруг кромки воздухозаборника (локальное число Маха/число Маха=1 или М/М*<1) поток, сбрасывающийся вокруг наружной стороны кромки воздухозаборника, несет потерю силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления (добавочное аэродинамическое сопротивление). Добавочное аэродинамическое сопротивление является функцией угла потока, и, таким образом, полная суммарная сила тяги становится компромиссом между потерей восстановления давления благодаря системе сжатия воздухозаборника двигателя и дополнительным аэродинамическим сопротивлением воздухозаборника. Максимальная сила тяги возникает при меньшем чем изоэнтропическое сжатие (смотрите AIAA 2004-4492 Multidisciplinary Optimization of a Supersonic Inlet Using a Cartesian CDF Method» («Многоцелевая оптимизация сверхзвукового воздухозаборника с использованием декартовского метода CDF») paper by Rodriguez).An additional consequence of near-isoentropic low-loss compression for external compression air intakes is the drag impedance of the fairing. In order to form shock waves for low-loss supersonic compression, the flow must be turned away from the direction of free flow. The greater the required efficiency or estimated Mach number, the greater the angle of rotation of the flow. For a typical inlet with external compression with some discharge around the edge of the inlet (local Mach number / Mach number = 1 or M / M * <1), the flow discharged around the outside of the edge of the inlet carries a loss of traction due to an increase in aerodynamic drag (additional aerodynamic drag). The additional aerodynamic drag is a function of the flow angle, and thus the total total thrust becomes a compromise between the loss of pressure recovery due to the compression system of the engine air intake and the additional aerodynamic drag of the air intake. Maximum traction occurs with less than isentropic compression (see AIAA 2004-4492 Multidisciplinary Optimization of a Supersonic Inlet Using a Cartesian CDF Method ”(paper by Rodriguez Cartesian air intake).
Современные концепции коммерческих сверхзвуковых летательных аппаратов предвосхищают использование скорее двухконтурных турбовентиляторных двигателей, чем традиционных турбореактивных двигателей, таких как на Конкорде. Двухконтурный турбовентиляторный двигатель отличен от турбореактивного двигателя перепусканием дополнительного воздуха из начальных вентиляторных ступеней вокруг наружной стороны внутреннего контура двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины), обеспечивающим улучшенный коэффициент полезного действия движителя и пониженный шум. Отличительный признак турбовентиляторного двигателя состоит в том, что уменьшения в суммарной силе тяги из-за потерь восстановления давления воздухозаборника являются значительно меньшими для наружного воздуха вентилятора, чем для воздуха внутреннего контура, предназначенного для прохождения через внутренний контур двигателя.Modern concepts of commercial supersonic aircraft anticipate the use of dual-circuit turbofan engines rather than traditional turbojet engines such as the Concorde. A double-circuit turbofan engine is distinguished from a turbojet engine by passing additional air from the initial fan stages around the outer side of the internal circuit of the engine (compressor, combustion chamber and turbine), which provides an improved propulsion efficiency and reduced noise. A distinctive feature of a turbofan engine is that the decrease in the total thrust due to losses in the restoration of air intake pressure is much smaller for the outside air of the fan than for the air of the internal circuit designed to pass through the internal circuit of the engine.
Изобретение также в целом относится к конструкциям воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата, эффективно работающим на широком диапазоне режимов от очень низких скоростей для взлета до очень высокоскоростного крейсерского полета.The invention also generally relates to air intake engine designs of a supersonic aircraft efficiently operating in a wide range of modes from very low take-off speeds to very high-speed cruising.
Летательный аппарат с приводом от реактивного двигателя извлекает силу тяги посредством турбореактивного двигателя или турбовентиляторных двигателей, которые вызывают поток через воздухозаборник, повышают давление и температуру вызванного потока и выбрасывают его из соответствующего сопла на более высокой скорости, чем когда он входил. Критической сложной задачей для успешного проектирования сверхзвукового летательного аппарата являются системы воздухозаборника, которые могут работать в режимах низкой скорости и высокой силы тяги для взлета и в условиях полета, находящихся в диапазоне от дозвуковых до околозвуковых и сверхзвуковых режимов. Типично воздухозаборник, сконструированный для эффективного сверхзвукового крейсерского полета с низким аэродинамическим сопротивлением имеет отличительный признак очень тонких острых кромок воздухозаборника. На низких скоростях, необходимых для взлета и начального набора высоты, двигатель требует очень высокого расхода воздуха и вызывает скорости воздушного потока возле кромок воздухозаборника гораздо большие, чем скорость свободного потока. Это имеет следствием «местное сужение потока», типичное для потока через снабженное острыми краями отверстие, которое ограничивает расход и создает большие отрывы потока, потери давления и искажения, которые неприемлемы для двигателя. Предыдущим решением для этой дилеммы был «перемещающийся обтекатель», в котором воздухозаборник был сделан в двух частях из условия, чтобы самая передняя часть, включающая в себя острые сверхзвуковые кромки, смещалась далеко вперед от задней части воздухозаборника и открывала второй воздухозаборник, пригодный для засасывания дополнительного воздуха через боковой проем, создаваемый между передней и задней секциями воздухозаборника.A jet engine-driven aircraft extracts traction by means of a turbojet engine or turbofan engines, which cause flow through the air intake, increase the pressure and temperature of the caused flow and expel it from the corresponding nozzle at a higher speed than when it entered. A critical challenge for the successful design of a supersonic aircraft is the air intake system, which can operate in low speed and high thrust for takeoff and in flight conditions ranging from subsonic to transonic and supersonic modes. Typically, an air intake designed for efficient supersonic cruising with low aerodynamic drag has the hallmark of very thin, sharp edges of the air intake. At the low speeds necessary for takeoff and initial climb, the engine requires a very high air flow rate and causes air flow rates near the edges of the air intake much higher than the free flow rate. This results in a “local narrowing of the flow,” typical of flow through a sharp-edged hole that restricts flow and creates large flow breaks, pressure loss and distortion, which are unacceptable to the engine. The previous solution to this dilemma was a "moving fairing" in which the air intake was made in two parts so that the very front part, which included sharp supersonic edges, moved far ahead from the rear of the air intake and opened a second air intake suitable for suctioning an additional air through a side opening created between the front and rear sections of the air intake.
Дополнительной сложной задачей для сверхзвуковых воздухозаборников является приспосабливание к изменяющимся требованиям в зависимости от скорости. Типично они включают в себя передний скос или клиновидную поверхность впереди замкнутой части воздухозаборника, которая представляет угол к потоку для формирования системы слабых скачков уплотнения, чтобы замедлять и сжимать воздух перед входом в замкнутую часть воздухозаборника. Идеальный угол скоса для такого воздухозаборника изменяется в зависимости от числа Маха.An additional challenge for supersonic air intakes is to adapt to changing requirements depending on speed. Typically, they include a front bevel or wedge-shaped surface in front of the closed portion of the air intake, which represents an angle to the flow to form a system of weak shock waves to slow down and compress the air before entering the closed part of the air intake. The ideal bevel angle for such an air intake varies depending on the Mach number.
Третьей трудностью является изменяющаяся характеристика потреблений воздушного потока у двигателя. Часто по мере того, как число Маха возрастает, двигатель будет принимать меньше воздуха, чем предусмотрено системой воздухозаборника, и избыток должен сбрасываться вокруг воздухозаборника или перепускаться через некоторые вспомогательные проемы во внутренних и внешних поверхностях воздухозаборника. В сверхзвуковом потоке обычно перепускание воздуха, после того как он забран в воздухозаборник, создает меньшую потерю силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления на летательном аппарате, чем его сброс впереди воздухозаборника. Многие сверхзвуковые летательные аппараты включали в себя сложные и тяжелые системы изменяемого скоса и перепускания для приспосабливания к этим проблемам сверхзвукового согласования.A third difficulty is the changing characteristic of the airflow consumption of the engine. Often, as the Mach number increases, the engine will receive less air than the intake system would allow, and excess should be dumped around the intake or bypassed through some auxiliary openings on the inside and outside of the intake. In a supersonic flow, usually bypassing the air after it is taken into the air intake creates less loss of thrust due to an increase in aerodynamic drag on the aircraft than its discharge in front of the air intake. Many supersonic aircraft included complex and heavy systems of variable bevel and bypass to adapt to these problems of supersonic matching.
Необходимы усовершенствования для предоставления более легкого, более эффективного и менее сложного средства для приспосабливания к разнообразным требованиям к воздухозаборникам сверхзвуковых летательных аппаратов.Improvements are needed to provide a lighter, more efficient, and less sophisticated tool for adapting to the diverse air intake requirements of supersonic aircraft.
Изобретение, кроме того, в целом относится к эффективному сопряжению сопла реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата с фюзеляжем летательного аппарата, а также к эффективному сопряжению гондолы двигателя с фюзеляжем.The invention, in addition, generally relates to the effective coupling of a jet engine nozzle of a supersonic aircraft with the fuselage of the aircraft, as well as to the effective coupling of the engine nacelle to the fuselage.
Летательный аппарат с приводом от реактивного двигателя извлекает требуемую силу тяги посредством двигателей, которые забирают воздух свободного потока, повышают давление и температуру воздуха и повторно ускоряют такой воздух до более высокой скорости, чем когда он входил. Критической частью двигательной установки является сопло, которое принимает воздух, который покидает двигатель при высоком полном давлении, но пониженной скорости, и ускоряет его до более высокой скорости истечения. Для сверхзвукового летательного аппарата коэффициент давления (полного давления выхлопа двигателя, деленного на давление окружающей среды) превышает критический коэффициент давления и требует расширения выхлопа с дозвуковой до сверхзвуковой скорости. Сопло должно предоставлять тщательно сконструированный проток для предоставления возможности этого расширения с минимальной потерей полного давления из-за скачков уплотнения. Проток типичного сопла вызывает уменьшение площади по мере того, как поток разгоняется с дозвуковой скорости на выхлопе двигателя, до минимальной площади проходного сечения, где поток достигает звуковой скорости (число Маха 1,0) и откуда вновь расширяется по площади, чтобы разгонять поток до окончательной сверхзвуковой скорости.A jet engine-driven aircraft extracts the required thrust by engines that take in free flow air, increase air pressure and temperature, and re-accelerate such air to a higher speed than when it entered. A critical part of the propulsion system is the nozzle, which receives air that leaves the engine at high full pressure but at a reduced speed, and accelerates it to a higher flow rate. For a supersonic aircraft, the pressure coefficient (total engine exhaust pressure divided by the ambient pressure) exceeds the critical pressure coefficient and requires the exhaust to expand from subsonic to supersonic speed. The nozzle must provide a carefully designed duct to allow this expansion with minimal loss of total pressure due to shock waves. The flow of a typical nozzle causes a decrease in area as the flow accelerates from subsonic speed at the engine exhaust to the minimum flow area where the flow reaches sound speed (Mach number 1.0) and from there it expands again to accelerate the flow to the final supersonic speed.
Наиболее стандартным соплом для таких применений является конфузорно-диффузорное сопло или C-D-сопло. Эффективность стационарного C-D-сопла значительно меняется в зависимости от разных требуемых коэффициентов давления и режимов работы сверхзвукового летательного аппарата, тогда как было обнаружено, что сопло «с центральным телом» выдавало сравнимый с C-D-соплом пиковый коэффициент полезного действия с меньшей потерей коэффициента полезного действия вдали от расчетного режима работы. Сопло с центральным телом состоит из наружного кругового канала обтекателя с внутренним стержнем, расположенным в центре, но выступающим за плоскость выхода наружного канала. Большая часть (но необязательно все) из сверхзвукового расширения происходит на открытой наружу поверхности стержня. Расширение потока до сверхзвуковой скорости с минимальной потерей давления требует почти изоэнтропического расширения и включает в себя поворачивание потока на определенный угол. Достижение максимальной силы тяги из сопла требует, чтобы при своей конечной разогнанной скорости поток должен был приблизительно выровнен с направлением полета. Это, в свою очередь, требует, чтобы перед сверхзвуковым расширением поток должен быть повернут по направлению на стержень, давая в результате внешнюю поверхность гондолы непосредственно впереди выходных кромок сопла, представляющую значительный угол по отношению к внешнему потоку. Этот угол вынуждает внешний поток локально расширяться, создавая зону отрицательного давления и аэродинамическое сопротивление на поверхности гондолы. Это аэродинамическое сопротивление названо «кормовым сопротивлением».The most standard nozzle for such applications is a diffuser nozzle or a C-D nozzle. The efficiency of a stationary CD nozzle varies significantly depending on different required pressure ratios and operating modes of a supersonic aircraft, while it was found that the “central body” nozzle produced a peak efficiency comparable to a CD nozzle with less loss of efficiency away from the calculated operating mode. The nozzle with the Central body consists of an outer circular channel of the fairing with an inner rod located in the center, but protruding beyond the exit plane of the outer channel. Most (but not necessarily all) of the supersonic expansion occurs on the surface of the rod open outward. Expanding the flow to supersonic speed with minimal pressure loss requires almost isentropic expansion and involves turning the flow through a certain angle. Achieving maximum thrust from the nozzle requires that, at its final accelerated speed, the flow should be approximately aligned with the direction of flight. This, in turn, requires that, before the supersonic expansion, the flow must be rotated towards the shaft, resulting in an external surface of the nacelle directly in front of the nozzle exit edges, representing a significant angle with respect to the external flow. This angle forces the external flow to expand locally, creating a zone of negative pressure and aerodynamic drag on the surface of the nacelle. This aerodynamic drag is called “feed drag”.
Есть необходимость в усовершенствованиях сопел реактивного двигателя, которые дают эффективное преобразование силы тяги в широких рабочих диапазонах. Есть потребность в конфигурациях гондолы двигателя, фюзеляжа и крыла в сочетаниях, которые значительно снижают потери силы тяги из-за увеличения кормового сопротивления на сверхзвуке.There is a need for improvements in jet engine nozzles that provide effective conversion of thrust in wide operating ranges. There is a need for configurations of the engine nacelle, fuselage and wing in combinations that significantly reduce the loss of traction due to increased feed resistance at supersonic.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION
Одна из главных целей изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствованную конструкцию воздухозаборника, которая удовлетворяет потребность в повышенном коэффициенте полезного действия. В своей основе усовершенствованная конструкция содержит:One of the main objectives of the invention is to offer an improved design of the air intake, which satisfies the need for increased efficiency. At its core, the advanced design contains:
a) скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную наружу на расстоянии от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,a) the bevel of the air intake and the edge of the fairing, located outward at a distance from the bevel, so that the incoming air flows between the bevel and the edge,
b) скос кромки, сконфигурированный для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить спереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу из направленной назад части скоса до одного из следующего:b) an edge bevel configured to create a first oblique seal shock that extends outward from the front of the bevel to extend in front of the edge, and a trailing seal shock that extends outward from the backward portion of the bevel to one of the following:
х0) области непосредственно впереди кромкиx 0 ) the area directly in front of the edge
х1) по существу до упомянутой кромки.x 1 ) substantially up to said edge.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предложить скос воздухозаборника, который в осевых радиальных плоскостях имеет первую промежуточную часть, которая имеет неглубокую вогнутость, сконфигурированную для создания дополнительного косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой первой промежуточной части, как правило, спереди кромки и в пределах протока воздуха через сопло.Another objective is to provide an air intake bevel which, in axial radial planes, has a first intermediate part that has a shallow concavity configured to create an additional oblique seal shock or seal shocks that extend from said first intermediate part, typically in front edges and within the air flow through the nozzle.
Дополнительная цель состоит в том, чтобы предусмотреть, чтобы скос имел вторую относительно промежуточную протяженность, которая является относительно прямой и расположена позади от упомянутой первой промежуточной части, и сконфигурирована для создания косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой второй промежуточной части по направлению к части упомянутого замыкающего скачка уплотнения, которая расположена на расстоянии от кромки.An additional objective is to provide that the bevel has a second relatively intermediate extension, which is relatively straight and located behind the first intermediate part, and is configured to create an oblique shock wave or shock waves that extend from the second intermediate part in the direction to the part of the said closing shock of the seal, which is located at a distance from the edge.
Дополнительные цели включают в себя расположение двигателя на сверхзвуковом летательном аппарате близко к фюзеляжу и перекрывающим заднюю кромку крыла с вдавливанием стороны фюзеляжа, обращенной к гондоле двигателя, для конфигурирования по правилу площадей. В одной из конфигураций кромка обтекателя двигателя наклонена наружу и назад от поперечной плоскости под прямым углом к продольной оси фюзеляжа, и два таких двигателя предусмотрены на и близко к противоположных(ым) сторонах(ам) фюзеляжа, когда перекрытое крыло расположено позади средней точки длины фюзеляжа. В своей основе воздухозаборник сконфигурирован, чтобы иметь неравномерное восстановление давления и систему скачков уплотнения из потока внутреннего контура в наружный поток вентилятора.Additional goals include positioning the engine on a supersonic aircraft close to the fuselage and overlapping the trailing edge of the wing with indenting the side of the fuselage facing the engine nacelle to configure according to the area rule. In one configuration, the edge of the engine cowl is tilted outward and backward from the transverse plane at right angles to the longitudinal axis of the fuselage, and two such engines are provided on and close to the opposite sides of the fuselage (s) when the covered wing is located behind the midpoint of the fuselage length . Basically, the air intake is configured to have uneven pressure recovery and a system of shock waves from the flow of the internal circuit into the external flow of the fan.
Еще одна главная цель изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствования в практических воздухозаборниках реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, которые удовлетворяют вышеприведенным требованиям. Изобретение предлагает воздухозаборник, разделенный поперек на две или три секции. Самая передняя секция содержит неосесимметричный сверхзвуковой воздухозаборник с выступающей вперед поверхностью (по типу воздухозаборников с 2-хмерным (2-D) скосом, отслеживаемыми потоком воздухозаборниками и воздухозаборником с круговым градиентным восстановлением).Another main objective of the invention is to propose improvements in the practical air intakes of a jet engine of a supersonic aircraft that satisfy the above requirements. The invention provides an air intake divided transversely into two or three sections. The front section itself contains a non-axisymmetric supersonic air intake with a protruding surface (like air intakes with a 2-dimensional (2-D) bevel, flow-controlled air intakes and an air intake with circular gradient reduction).
Дополнительная главная цель изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствования в конфигурациях гондолы и сопла реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, которые удовлетворяют описанным требованиям. Этот аспект изобретения предусматривает размещение кормовой (повернутой) части сопла поперечно ближе к фюзеляжу летательного аппарата, чем скос расширения выхлопа двигателя, как в установках, в которых двигатель расположен поблизости от фюзеляжа. Как будет видно, самая задняя кромка гондолы может определять выпускное отверстие сопла, где плоскость, содержащая такую кромку, «скошена», чтобы быть наклоненной вперед и по направлению к фюзеляжу.An additional main objective of the invention is to propose improvements in the configurations of the nacelle and nozzle of a jet engine of a supersonic aircraft that satisfy the described requirements. This aspect of the invention provides for the placement of the stern (rotated) part of the nozzle transversely closer to the aircraft fuselage than the bevel of the engine exhaust expansion, as in installations in which the engine is located close to the fuselage. As will be seen, the very rear edge of the nacelle can define the nozzle outlet, where the plane containing such an edge is “beveled” to be inclined forward and towards the fuselage.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предложить фюзеляж с уменьшенными поперечными сечениями по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондоле реактивного двигателя. Могут быть предусмотрены конфигурации с двумя такими двигателями на противоположных сторонах фюзеляжа, как будет показано.Another goal is to offer a fuselage with reduced cross sections along the length of the fuselage in the areas closest to the jet engine nacelle. Configurations may be provided with two such engines on opposite sides of the fuselage, as will be shown.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предусмотреть выполнение правила площадей уменьшенных поперечных сечений фюзеляжа относительно гондолы двигателя или гондол для улучшенного коэффициента полезного действия. Такое выполнение правил площадей может принимать во внимание местоположение зоны корневой части крыла относительно перекрывания крыла гондолой или гондолами, по длине или длинам гондолы.Another objective is to enforce the area rule for reduced fuselage cross-sections relative to the engine nacelle or nacelles for improved efficiency. Such compliance with the area rules may take into account the location of the zone of the wing root relative to the wing overlapping by the nacelle or nacelles, along the length or lengths of the nacelle.
Эти и другие цели и преимущества изобретения, а также подробности иллюстративного варианта осуществления будут полнее понятны из последующего описания изобретения и чертежей, на которых:These and other objectives and advantages of the invention, as well as the details of an illustrative embodiment, will be more fully understood from the following description of the invention and the drawings, in which:
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙDESCRIPTION OF DRAWINGS
Фиг.1 - вид, показывающий сверхзвуковой летательный аппарат, заключающий в себе изобретение;Figure 1 is a view showing a supersonic aircraft incorporating the invention;
фиг.2 - схема, иллюстрирующая систему сжатия воздуха для базового воздухозаборника внешнего сжатия с двумя скачками уплотнения;2 is a diagram illustrating an air compression system for a basic external compression inlet with two shock waves;
фиг.3 - схематическая иллюстрация изоэнтропического сверхзвукового воздухозаборника;figure 3 is a schematic illustration of an isentropic supersonic air intake;
фиг.4 показывает систему скачков уплотнения воздухозаборника с градиентным восстановлением давления;figure 4 shows a system of jumps in the seal of the air intake with a gradient recovery of pressure;
фиг.5 показывает распределение восстановлений лобового давления на поверхности вентилятора двигателя для двигателя, имеющего базовую систему двумерного скоса;5 shows the distribution of frontal pressure reductions on the surface of an engine fan for an engine having a basic two-dimensional bevel system;
фиг.6 показывает контуры восстановления лобового давления для трехмерного воздухозаборника со скосом градиентного сжатия;Fig.6 shows the contours of the restoration of frontal pressure for a three-dimensional air intake with a bevel gradient compression;
фиг.7 показывает контуры числа Маха на виде в изометрии трехмерно сконструированного воздухозаборника двигателя для числа Маха 1,5;Fig. 7 shows the contours of the Mach number in an isometric view of a three-dimensionally constructed engine air intake for a Mach number of 1.5;
фиг.1′ и 2′ показывают воздухозаборники двигателя в раздельных секциях;1 ′ and 2 ′ show engine intakes in separate sections;
фиг.3′ показывает вторую секцию, удерживаемую в контакте с первой секцией упругой конструкцией;3 ′ shows a second section held in contact with the first section by an elastic structure;
фиг.4′ также показывает многочисленные секции;4 ′ also shows numerous sections;
фиг.1′′ - схема, показывающая геометрию сопла с центральным телом (частичное сечение от центральной линии до обтекателя);1 ′ ′ is a diagram showing the geometry of a nozzle with a central body (partial section from the center line to the fairing);
фиг.2′′ - вид, показывающий сверхзвуковой летательный аппарат, включающий в себя этот аспект изобретения;2 ′ ′ is a view showing a supersonic aircraft including this aspect of the invention;
фиг.3′′ - вид сверху части летательного аппарата по фиг.2;figure 3 ′ ′ is a top view of part of the aircraft of figure 2;
фиг.4′′ - вид, показывающий геометрию поверхности скошенного сопла реактивного двигателя;4 ′ ′ is a view showing the surface geometry of a beveled jet engine nozzle;
фиг.5′′ - график, показывающий последовательность контуров давления сопла и линии протоков (для высокого коэффициента давления при сверхзвуковой скорости летательного аппарата);5 ′ ′ is a graph showing a sequence of nozzle pressure circuits and duct lines (for a high pressure coefficient at supersonic speed of an aircraft);
фиг.6′′ - график, показывающий последовательность контуров давления сопла и линии протоков (для низкого коэффициента давления в условиях низкой скорости летательного аппарата); и6 ′ ′ is a graph showing a sequence of nozzle pressure circuits and duct lines (for a low pressure coefficient under conditions of low aircraft speed); and
фиг.7 - вид сверху летательного аппарата, показывающий векторы силы тяги для сверхзвукового и дозвукового режимов.Fig.7 is a top view of the aircraft, showing the thrust force vectors for supersonic and subsonic modes.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕDETAILED DESCRIPTION
На фиг.1 два двигателя 10, заключающие в себе изобретение, показаны в качестве установленных близко к противоположным сторонам фюзеляжа 11 сверхзвукового летательного аппарата 12. Летательный аппарат имеет хвост 13, крыло 14, расположенное позади от средней точки полной длины фюзеляжа. Передние протяженности двигателей перекрывают две секции 14а и 14b крыла, как показано. Фюзеляж типично вдавлен по своей длине, близко к двигателям, для целей выполнения правила площадей, что касается ближайших гондол двигателей и секций крыльев, на их корневых концах.In figure 1, two
Фиг.2 схема, иллюстрирующая систему сжатия для базового воздухозаборника 20 внешнего сжатия с двумя скачками уплотнения. Скос 21 (или стержень) вызывает систему 22 начальных косых скачков уплотнения, за которой следует замыкающий скачок 23 уплотнения. Оба скачка уплотнения вызывают потерю полного давления, зависящую от их соответственных интенсивностей. В соответствии с идеалом косой скачок уплотнения и замыкающий скачок уплотнения - оба фокусируются на кромке воздухозаборника, у 24, с нулевым сбросом и нулевой добавочной потерей силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления. По причинам устойчивости, обсужденным ранее, однако практические воздухозаборники конструируются, чтобы иметь прохождение скачков уплотнения слегка впереди воздухозаборника и предоставлять возможность некоторого сброса, как описано выше. Показаны протяженности 25а и 25b кожуха гондолы 25. Стрелки 26а и 26b показывают проток входящего воздуха.FIG. 2 is a diagram illustrating a compression system for a basic
Фиг.3 иллюстрирует систему почти изоэнтропических внешних сжатий с системой 28 скачков уплотнения, сфокусированную полностью на кромке 24 обтекателя. Здесь скос 29 профилирован кривой, у 30, для обеспечения последовательности 28а бесконечно слабых скачков уплотнения. Геометрия скоса для изоэнтропического сжатия создает теоретически нулевую потерю давления вплоть до точки замыкающего скачка 35 уплотнения. Изознтропическое сжатие порождает меньшую потерю полного давления, но поворачивает поток на больший угол, вызывая дополнительное аэродинамическое сопротивление обтекателя. Смотрите стрелку 36.Figure 3 illustrates a system of almost isentropic external compression with a
Системы многочисленных скачков уплотнения и изоэнтропического плюс замыкающего скачка уплотнения были подтверждены на практике посредством использования стержней в круглых геометриях воздухозаборника (то есть летательном аппарате В-58, SR-71) или сегментах круга (то есть F-104), а также 2-мерных прямоугольных воздухозаборниках (F-15, B-1, F-22). В последнее время были предложены закругленные 3-мерные варианты базовых 2-мерных прямоугольных воздухозаборников с одинаковыми характеристиками базовой системы внешних скачков уплотнения, использующие технологии отслеживания потока, такие как описанные в патенте, выданном Дэвису.The systems of numerous shock waves and isentropic plus trailing shock waves have been confirmed in practice by using rods in the circular geometries of the air intake (i.e., the B-58, SR-71 aircraft) or circle segments (i.e. F-104), as well as 2-dimensional rectangular air intakes (F-15, B-1, F-22). Recently, rounded 3-dimensional variants of the basic 2-dimensional rectangular air intakes with the same characteristics of the basic system of external shock waves have been proposed, using flow tracking technologies, such as described in the patent granted to Davis.
Настоящее изобретение использует меняющуюся интенсивность скачка уплотнения, как проиллюстрировано на фиг.4. Как показано, поток 40 воздухозаборника, прежде всего, поворачивается, у 41, на относительно пологий угол, уменьшая свое число Маха и увеличивая статическое давление. Начальный косой скачок 42 уплотнения сфокусирован непосредственно впереди кромки 43 воздухозаборника. За этим следует относительно прямая секция 44 скоса, дающая небольшое или никакое дополнительное сжатие. Вторая система 45 сжатия скоса следует за прямой секцией и является неглубоко вогнутой. Система 47 вторичных косых скачков уплотнения фокусируется внутри кромки воздухозаборника и пересекает замыкающий скачок 49 уплотнения, у 50. Посредством задержки фокуса второй системы скачков уплотнения, которая должна быть внутри кромки, аэродинамическое сопротивление обтекателя является функцией угла поворота системы начальных скачков уплотнения с более низким углом, а не вторичных, таким образом, предоставляя возможность меньшего угла кромки обтекателя и уменьшенного аэродинамического сопротивления по сравнению с традиционной системой скачков уплотнения с тем же восстановлением полного давления.The present invention exploits the varying intensity of the shock wave, as illustrated in FIG. As shown, the intake flow 40 primarily rotates, at 41, at a relatively shallow angle, decreasing its Mach number and increasing the static pressure. The initial oblique shock 42 of the seal is focused directly in front of the edge 43 of the air intake. This is followed by a relatively straight bevel section 44, giving little or no additional compression. The second bevel compression system 45 follows the straight section and is shallowly concave. The secondary oblique shock wave system 47 focuses inside the edge of the air intake and crosses the closing shock wave 49, at 50. By delaying the focus of the second seal shock system, which should be inside the edge, the aerodynamic drag of the cowl is a function of the angle of rotation of the system of initial shock waves with a lower angle, rather than secondary, thus enabling a smaller fairing edge angle and reduced aerodynamic drag compared to traditional shocks subject to the same reduction of the total pressure.
За системой вторичных косых скачков уплотнения следует более прямолинейная секция 52 скоса низкой или нулевой кривизны так, чтобы поток в средней или центральной части воздухозаборника приводился к низкому сверхзвуковому числу Маха перед сбиванием в слабом замыкающем скачке уплотнения. Впереди замыкающего скачка 49 уплотнения, однако, скос затем отгибается, у 54, на до некоторой степени уменьшенный угол, из условия, чтобы поток, ближайший к скосу сжатия, повторно ускорялся обратно до более высокого числа Маха перед замыкающим скачком уплотнения. Результирующая система сжатия имеет отличительный признак более слабого замыкающего скачка уплотнения и уменьшенной потери полного давления в средней части воздухозаборника и более высокой потери давления, но меньшего угла поворота и аэродинамического сопротивления для внешней части потока. Это повышает суммарную силу тяги системы сверхзвукового турбовентиляторного двигателя посредством предоставления возможности меньшей потери давления в воздухе более чувствительного внутреннего контура наряду с предоставлением возможности более интенсивного замыкающего скачка уплотнения для устойчивости в менее чувствительных перепускных воздушных областях.The secondary oblique shock wave system is followed by a more rectilinear bevel section 52 of low or zero curvature so that the flow in the middle or central part of the air intake leads to a low supersonic Mach number before being knocked down in a weak closing shock wave. In front of the closing shock wave 49 of the seal, however, the bevel then bends, at 54, to a somewhat reduced angle, so that the flow closest to the compression bevel is accelerated back to a higher Mach number before the closing shock wave. The resulting compression system has the hallmark of a weaker closing shock wave and a reduced loss of total pressure in the middle part of the air intake and a higher pressure loss, but a smaller angle of rotation and aerodynamic drag for the outer part of the flow. This increases the total traction force of the supersonic turbofan engine system by allowing less air pressure loss to a more sensitive internal circuit, while allowing a more intense closing shock wave for stability in less sensitive bypass air areas.
Коэффициент полезного действия воздухозаборника часто сравнивается в показателях восстановления лобового давления, нулевая потеря в полном давлении представляет 100% восстановления лобового давления. Предполагается, что градиентное восстановление давления должно давать восстановления лобового давления, приближающиеся к 100% в центре воздухозаборника, где поток будет проходить во внутренний контур высокого давления турбовентиляторного двигателя 56 за ним, наряду с созданием слегка меньших восстановлений лобового давления (порядка на 1-5% меньших) для внешнего потока, у 57, который будет обходить внутренний контур двигателя.The efficiency of the air intake is often compared in terms of frontal pressure recovery, zero loss in full pressure represents 100% of the frontal pressure recovery. It is assumed that the gradient pressure recovery should give a frontal pressure recovery approaching 100% in the center of the air intake, where the flow will pass into the internal high pressure circuit of the turbofan engine 56 behind it, along with the creation of slightly smaller frontal pressure restorations (about 1-5% smaller) for the external flow, at 57, which will bypass the internal circuit of the engine.
Фиг.5 иллюстрирует CFD-анализ (вычислительной гидродинамики) кодов Эйлера воздухозаборника, включающего в себя конструкцию градиентного восстановления давления по изобретению. Градиенты различного цвета показывают распределение восстановления лобового давления на передней поверхности вентилятора двигателя для воздухозаборника, сконструированного с системой базового двухмерного скоса (то есть все образующие кривизны скоса сжатия появляются вдоль последовательности расположенных друг над другом плоскостей, без кривизны вдоль плоскостей, перпендикулярных образующим плоскостям). Результирующее распределение восстановления давления окаймлено зонами самого высокого восстановления (97-99%) давления, имеющими место в середине, и зонами пониженного восстановления (91-97%), имеющими место вдоль внешних областей.FIG. 5 illustrates a CFD analysis (computational fluid dynamics) of Euler codes of an air intake including a gradient pressure recovery structure of the invention. Gradients of different colors show the distribution of the frontal pressure recovery on the front surface of the engine fan for an air intake constructed with a basic two-dimensional bevel system (i.e., all the generatrixes of the compression bevel appear along a sequence of planes located one above the other, without curvature along planes perpendicular to the forming planes). The resulting distribution of pressure recovery is bordered by zones of the highest pressure recovery (97-99%), which take place in the middle, and zones of reduced recovery (91-97%), which take place along the outer regions.
Неравномерное восстановление давления является неизбежным в практических воздухозаборниках с дополнительным влиянием вязких пограничных слоев вдоль стенок воздухозаборника. Неравномерные восстановления давления имеют склонность повышать усталость лопастей вентилятора и компрессора и снижать необходимый запас от глушения или помпажа. Все двигатели должны проектироваться с некоторым допуском на неравномерное распределение давления, порядка или меньшим чем 5%. В этом отношении требуется более округлое распределение восстановления лобового давления, и это достигается предоставлением 3-мерной кривой скоса. Более желательная круговая схема достижима добавлением легкой обратной кривизны в плоскостях, описывающих фигуру на 180 градусов от центра воздухозаборника.Uneven pressure recovery is unavoidable in practical air intakes with the additional effect of viscous boundary layers along the walls of the air inlet. Uneven pressure recoveries tend to increase the fatigue of the fan and compressor blades and to reduce the necessary reserve from damping or surging. All engines must be designed with some tolerance for uneven pressure distribution, of the order of or less than 5%. In this regard, a more rounded distribution of frontal pressure restoration is required, and this is achieved by providing a 3-dimensional bevel curve. A more desirable circular pattern is achievable by adding a slight inverse curvature in the planes describing the figure 180 degrees from the center of the air intake.
Неравномерный анализ восстановления лобового давления при числе Маха 1,6 для воздухозаборника, сконструированного таким образом, проиллюстрирован на фиг.6.An uneven analysis of the restoration of frontal pressure with a Mach number of 1.6 for the air intake thus constructed is illustrated in FIG.
Еще одним преимуществом изобретения является большая устойчивость к воздействиям пограничного слоя, снижающая или устраняющая необходимость в стравливаниях замыкающих скачков уплотнения. Посредством повторного ускорения внутреннего потока за системой вторичных косых скачков уплотнения утолщение или отрыв пограничного слоя стабилизируется. Это пояснено, как изложено ниже: повторно ускоренный поток проходит через относительно интенсивный замыкающий скачок уплотнения и утолщает или отрывает пограничный слой. Утолщенный пограничный слой имеет склонность усиливать замыкающий скачок уплотнения и перемещать его вперед в воздухозаборнике, однако обратная кривизна скоса стремится ослабить замыкающий скачок уплотнения по мере того, как он перемещается вперед, таким образом, стабилизируя скачок уплотнения. Утолщенный или оторванный пограничный слой за этой зоной локального скачка уплотнения мог бы вызвать неприемлемое искажение давления на двигатель и нуждался бы в стравливании из системы, однако по сравнению с традиционным стравливанием замыкающего скачка уплотнения он стравливается ниже по потоку от системы замыкающих скачков уплотнения, где гораздо большее статическое давление (и меньшая потеря полного давления) имеется в распоряжении для порождения потока стравливания.Another advantage of the invention is greater resistance to the effects of the boundary layer, reducing or eliminating the need for etching of the closing shock waves. By repeatedly accelerating the internal flow behind the system of secondary oblique shock waves, the thickening or separation of the boundary layer is stabilized. This is explained as follows: the re-accelerated flow passes through a relatively intense closing shock wave and thickens or tears off the boundary layer. The thickened boundary layer tends to strengthen the closing shock of the seal and move it forward in the air intake, however, the inverse curvature of the bevel tends to weaken the closing shock of the seal as it moves forward, thereby stabilizing the shock. A thickened or torn boundary layer behind this area of the local seal shock could cause an unacceptable distortion of the pressure on the engine and would need to be etched from the system, however, compared to traditional etching of the closing shock wave, it is etched downstream from the system of closing shock waves, where there is much more Static pressure (and less total pressure loss) is available to produce a bleed flow.
Эта система локальных скачков уплотнения проиллюстрирована на фиг.7, показывающей контуры числа Маха на виде в изометрии 3-мерно спроектированного воздухозаборника, при числе Маха 1,5. На заостренном конце скоса сжатия видно, что поток локально повторно ускоряется на пике и сбивается за ним. Если поток должен был уменьшаться, замыкающий скачок уплотнения слегка перешел бы скос, локально снижая число Маха и ослабляя замыкающий скачок уплотнения.This system of local shock waves is illustrated in FIG. 7, showing the contours of the Mach number in an isometric view of a 3-dimensionally designed air intake, with a Mach number of 1.5. At the pointed end of the compression bevel, it can be seen that the flow is locally re-accelerated at the peak and strayed behind it. If the flow were to decrease, the closing shock wave would slightly cross the bevel, locally reducing the Mach number and weakening the closing shock wave.
В варианте осуществления изобретения, как видно на фиг.1′ и 2′, воздухозаборник разделен поперек на три отдельных секции, подвижную переднюю секцию 100 воздухозаборника, вторую подвижную перепускную секцию 101 и третью секцию 102, зафиксированную к переднему воздухоприемнику 103 двигателя 104.In the embodiment of the invention, as shown in FIGS. 1 ′ and 2 ′, the air intake is divided laterally into three separate sections, a movable front
Переднее перемещение второй секции относительно третьей секции открывает наклоненную назад противостоящую щель 105, пригодную для эффективного перепускания воздуха, превышающего потребность двигателя, для высокоскоростного полета. Количество перепускаемого воздуха регулируется расстоянием перемещения второй секции относительно третьей.Forward movement of the second section relative to the third section opens the opposed slit 105 inclined backward, suitable for efficiently transferring air exceeding the engine demand for high-speed flight. The amount of bypassed air is controlled by the distance of movement of the second section relative to the third.
Переднее продольное перемещение самой передней секции воздухозаборника относительно второй секции, выставляет округлую притупленную кромку 106 на ведущей кромке 107 второй секции 101, пригодную для эффективного захвата дополнительного воздуха на низких скоростях, около периферии проема, созданного разделением двух секций.The forward longitudinal movement of the very front section of the air intake relative to the second section exposes a rounded blunt edge 106 on the
Для средних крейсерских скоростей (типично от высокой дозвуковой до низкой сверхзвуковой скоростей) воздухозаборник находится в номинальном закрытом положении. В этом положении зона перепускания, определенная зазором 107 между второй и третьей секциями, может быть полностью закрыта или ей может быть предоставлена возможность быть всегда открытой на небольшую величину, чтобы вызывать небольшое стравливание воздуха пограничного слоя воздухозаборника из двигателя для сниженного искажения потока на воздухозаборнике двигателя. По мере того как потребление двигателя снижается, благодаря повышенной скорости или уменьшенной мощности, первая и вторая секция перемещаются вперед вместе относительно третьей секции, увеличивая перепускной проем и предоставляя избыточному воздуху воздухозаборника возможность перепускаться, на наружную поверхность. По мере того как две секции перемещаются вперед, первая секция (воздухозаборник) может вынуждаться слегка наклоняться относительно второй секции, таким образом подстраивая угол воздухозаборника к комбинации числа Маха и потребления двигателя. Этот относительный поворот может выполняться посредством системы поводковой или рычажной передачи, в целом показанной на 109. Силовые приводы в целом показаны на 110.For medium cruising speeds (typically from high subsonic to low supersonic speeds), the air intake is in the nominal closed position. In this position, the bypass zone defined by the
В варианте осуществления фиг.3′ а)-d) вторая секция удерживается в контакте с первой секцией посредством пружин или эластичной рычажной передачи 111 из условия, чтобы оба перемещались бы вместе для работы перепускного канала. Механические стопоры установлены, чтобы ограничивать перепускной проем максимальным значением, и дополнительное перемещение, передаваемое на самую переднюю секцию воздухозаборника, действует, чтобы раскрывать вспомогательный проем 112 малой скорости. Таким образом, обе функции, перепускания и малой скорости, могут контролироваться одним силовым приводом 110. В еще одном варианте осуществления перемещение входной секции и второй секции, и угол наклона воздухозаборника выполняются посредством независимых силовых приводов, предоставляя возможность полного управления тремя функциями раздельно.In the embodiment of FIG. 3 ′ a) to d), the second section is held in contact with the first section by means of springs or an elastic linkage 111 so that both move together to operate the bypass channel. Mechanical stoppers are installed to limit the bypass opening to a maximum value, and the additional movement transmitted to the very front section of the air intake acts to open the
В дополнительном варианте осуществления изобретения, как видно на фиг.4′, перепускание, низкая скорость и угол наклона воздухозаборника достигаются двумя секциями обтекателя, передней секцией 113 воздухозаборника и неподвижной задней секцией 114. В этом случае зазор между передней и задней секциями заключает в себе геометрию, пригодную для функции перепускания, когда секции находятся в непосредственной близости друг от друга, а когда разведены дальше, более широкий зазор между ними обеспечивает функцию добавочного воздуха малой скорости. Как в первом варианте осуществления, относительный угол передней секции воздухозаборника относительно задней секции может регулироваться посредством системы поводковой или рычажной передачи или независимо регулироваться дополнительной системой силовых приводов, в целом показанных на 115.In a further embodiment of the invention, as can be seen in FIG. 4 ′, bypassing, low speed and the angle of inclination of the air intake are achieved by two cowl sections, a front air intake section 113 and a fixed
Фиг.1′′ показывает геометрию сопла с центральным телом в сечении, взятом вдоль центральной линии 10′′ двигателя, обтекатель или гондолу, указанные у 11′′. Корма гондолы или наклоненная назад стенка показана у 11′′а, с аэродинамическим сопротивлением, имеющим место, как у 13′′. Линии чисел Маха показаны у 44′′ и тянутся между задней кромкой 11′′b кормы и поверхности 14′′ скоса, вдоль которых происходит расширение выхлопа. Линии потока показаны у 15′′.Figure 1 ″ shows the geometry of the nozzle with the central body in cross section taken along the
Угол, на который должен поворачиваться поток, является функцией коэффициента полного давления между потоком и локальными окружающими условиями, с большими коэффициентами давления (и числами Маха), требующими больших углов поворота. Часть внешнего канала, искривленная вовнутрь в проходном сечении, известна как «корма». При сверхзвуковом полете поток, внешний по отношению к каналу, будет создавать потерю на аэродинамическое сопротивление, когда он сталкивается с кормой и является функцией кормового угла.The angle by which the flow is to be rotated is a function of the total pressure coefficient between the flow and local environmental conditions, with large pressure ratios (and Mach numbers) requiring large rotation angles. The portion of the outer channel that is bent inward in the bore is known as “feed”. In supersonic flight, a flow external to the channel will create a drag loss when it collides with the stern and is a function of the stern angle.
Фиг.2′′ и 3′′ показывают сверхзвуковой летательный аппарат 20′′, имеющий фюзеляж 21′′, а также первый и второй реактивные двигатели 22′′ и 23′′ с гондолами 22′′а и 23′′а. Двигатели тянутся на в целом противоположных сторонах фюзеляжа 21′′, и они могут перекрывать вперед крыло 24′′, имеющее левую и правую секции 24′′а и 24′′b, которые тянутся ближе всего к фюзеляжу. Хвост летательного аппарата показывается у 25′′.Figures 2 ″ and 3 ″ show a
Двигатели заключают в себе геометрию фиг.1′′ и расположены так, что кормовые части 11′′а расположены сбоку ближе к фюзеляжу, чем скосы расширения выхлопа. Смотрите фиг.1′′, показывающую сторону 21′′а фюзеляжа с относительно узким или уменьшенным зазором 28′′ потока, показанным между 11′′а и 21′′а. Геометрия является такой, что создаются направленные назад векторы силы тяги, как видно на 30′′ (для сверхзвуковой) и на 31′′, (для дозвуковой) на фиг.7′′.The engines enclose the geometry of FIG. 1 ″ and are positioned so that the aft parts 11 ″ are located laterally closer to the fuselage than the exhaust expansion bevels. See FIG. 1 ″ showing the
Уменьшение кормового сопротивления вытекает из близости к корпусу фюзеляжа, показанному линией 21′′а на фиг.1′′ и 3′′, и в качестве расширяющихся сечений по контурной линии 21′′а.The decrease in feed resistance stems from the proximity to the fuselage body, shown by the
В дополнение к уменьшению кормового сопротивления благодаря близости к расширяющемуся корпусу фюзеляжа изобретение обеспечивает дополнительное преимущество уменьшенного момента рыскания и размера киля, необходимого, чтобы противостоять отказу двигателя на низкой скорости, такой как при взлете. Это происходит вследствие асимметричной характеристики вектора силы тяги для разных коэффициентов давления сопла. Это проиллюстрировано в векторах потока из CFD-анализа геометрии сопла, включающей в себя поверхность поверхностного расширения. Фиг.5′′ показывает протоки для сопла, работающего при высоком коэффициенте давления, типичном для сверхзвукового режима работы. Здесь сопло находится при расчетной мощности, а поток повернут почти по одной линии с направлением свободного потока.In addition to reducing feed resistance due to its proximity to the expanding fuselage body, the invention provides the added benefit of reduced yaw moment and keel size necessary to withstand engine failure at low speed, such as during take-off. This is due to the asymmetric characteristics of the thrust force vector for different nozzle pressure coefficients. This is illustrated in flow vectors from CFD analysis of nozzle geometry, including a surface of surface expansion. 5 ″ shows ducts for a nozzle operating at a high pressure coefficient typical of a supersonic operating mode. Here, the nozzle is at rated power, and the flow is turned in almost the same direction as the free flow direction.
По мере того как коэффициент давления сопла падает ниже его расчетной точки, такой как для низкоскоростного режима, такого как взлет, угол поворота уменьшается, и поток стремится следовать углу скоса расширения, меняя направление вектора силы тяги.As the nozzle pressure coefficient falls below its design point, such as for a low-speed mode, such as take-off, the rotation angle decreases and the flow tends to follow the angle of expansion expansion, changing the direction of the thrust vector.
Для сопла, скомпонованного, как описано далее, по отношению к фюзеляжу, суммарный вектор силы тяги слегка наклонен по направлению к центру тяжести, уменьшая момент рыскания, формируемый, если двигатель на одной стороне находится при уменьшенной силе тяги по сравнению с другим, например, в отказавшем состоянии двигателя. Это предоставляет килю и рулю направления уменьшенного размера возможность сохранять управление летательным аппаратом в условиях аварийного отказа двигателя на низкой скорости с необходимым снижением веса и аэродинамического сопротивления.For a nozzle arranged as described below with respect to the fuselage, the total thrust vector is slightly inclined toward the center of gravity, reducing the yaw moment generated if the engine is on one side with a reduced thrust compared to the other, for example, failed engine condition. This provides the keel and rudder with a reduced size the ability to maintain control of the aircraft in conditions of emergency engine failure at low speed with the necessary reduction in weight and aerodynamic drag.
Дополнительным преимуществом по отношению к конфигурации сопла с обращенным вовнутрь скосом кромки является эффект экранирования фюзеляжа и сопла при уменьшении распространения акустического шума. Она использует фюзеляж и обращенные вовнутрь поверхности расширения сопла для увеличения полезной длины сопла без дополнительной смоченной площади. Эти области могут быть снабжены антивибрационными экранами для дополнительного снижения шума.An additional advantage with respect to the configuration of the nozzle with the bevel turned inward is the effect of shielding the fuselage and nozzle while reducing the propagation of acoustic noise. It uses the fuselage and the inwardly facing extension surfaces of the nozzle to increase the effective length of the nozzle without additional wetted area. These areas can be equipped with anti-vibration screens to further reduce noise.
Также смотрите фиг.5′′ и 6′′.Also see FIG. 5 ″ and 6 ″.
Контуры сверхзвукового летательного аппарата предпочтительно «заданы правилом площадей», то есть контуры корпусов летательного аппарата, таких как крылья, фюзеляж и гондолы, формируются так, чтобы сглаживать объединенные площади поперечного сечения корпусов таким образом, чтобы минимизировать потерю силы тяги из-за увеличения волнового сопротивления полной конфигурации. Типично это включает в себя уменьшение поперечного сечения одного корпуса, когда он поблизости от другого корпуса, классическим примером является «осиная талия» фюзеляжа, где крыло пересекает его. Гондола, вмещающая двигатель, систему воздухозаборника и систему выхлопного сопла, представляет большое поперечное сечение. Волновое сопротивление значительно снижается дополнительным уменьшением поперечного сечения фюзеляжа в непосредственной близости к ней.The contours of a supersonic aircraft are preferably “defined by the area rule”, that is, the contours of aircraft bodies, such as wings, fuselage and nacelles, are formed so as to smooth the combined cross-sectional areas of the bodies so as to minimize loss of traction due to increased wave resistance full configuration. Typically this involves reducing the cross section of one body when it is close to another body, a classic example is the “wasp waist” of the fuselage, where the wing intersects it. The nacelle accommodating the engine, air intake system and exhaust nozzle system is a large cross-section. The wave resistance is significantly reduced by an additional decrease in the cross section of the fuselage in close proximity to it.
Фиг.3′′ - закрытое изображение гондолы двигателя с соплом с обращенным внутрь «скосом кромки» и ее взаимное расположение с фюзеляжем. Прилегающий к максимальному сечению гондолы фюзеляж «перехвачен» (сужен в поперечном сечении) в соответствии с соображениями сверхзвукового правила площадей. Дальше по направлению назад поперечное сечение гондолы уменьшается поблизости от выхода сопла, а площадь фюзеляжа расширяется, как у 21′′а, чтобы поддерживать общее поперечное сечение летательного аппарата для выполнения правила площадей. Расширение площади фюзеляжа, смежной с задним концом сопла, дает угол поверхности, симбиотический с кормовым углом, необходимым для выхода сопла, сочетание, уменьшающее аэродинамическое сопротивление кормы благодаря его полному единству с требованиями правила площадей полной конфигурации. Отметим на фиг.3′′ следующие условия:Figure 3 ″ - a closed image of the engine nacelle with a nozzle facing inward "bevel edges" and its relative position with the fuselage. The fuselage adjacent to the maximum cross section of the nacelle is “intercepted” (narrowed in the cross section) in accordance with the considerations of the supersonic area rule. Further backward, the cross section of the nacelle decreases near the nozzle exit, and the fuselage area expands, as in 21′′a, in order to maintain the overall cross section of the aircraft to fulfill the area rule. The expansion of the fuselage area adjacent to the rear end of the nozzle gives a surface angle that is symbiotic with the aft angle necessary for the nozzle exit, a combination that reduces the aerodynamic drag of the stern due to its complete unity with the requirements of the area rules of the full configuration. Note in FIG. 3 ′ ′ the following conditions:
1) Фюзеляж имеет уменьшенные поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондолам первого и второго реактивных двигателей.1) The fuselage has reduced cross sections along the length of the fuselage in the areas closest to the nacelles of the first and second jet engines.
2) Уменьшенные сечения фюзеляжа относительно гондол первого и второго реактивных двигателей определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.2) Reduced fuselage cross-sections relative to the nacelles of the first and second jet engines determine the configuration or configurations specified by the area rule.
3) Уменьшенные сечения фюзеляжа относительно обеих гондол реактивных двигателей и относительно секции или секций крыла, ближайших к фюзеляжу, определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.3) Reduced fuselage cross sections relative to both nacelles of jet engines and relative to the wing section or sections closest to the fuselage, determine the configuration or configurations specified by the area rule.
4) Зазор 60′′ между гондолой двигателя и боковой поверхностью фюзеляжа типично является меньшим по ширине, чем ширина гондолы двигателя, поперек и наружу от зазора, в боковых положениях по длине зазора.4) The gap 60 ″ between the engine nacelle and the side surface of the fuselage is typically smaller in width than the width of the engine nacelle, transverse and outward from the gap, in lateral positions along the length of the gap.
Пункт 1 формулы изобретения в материалах настоящей заявки ссылается на предпочтительную конструкцию.
Claims (15)
a) скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную с промежутком снаружи от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,
b) кромку и скос, сконфигурированные для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить впереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу от задней части скоса до одного из следующего:
х0) области непосредственно впереди кромки,
x1) по существу, до упомянутой кромки,
c) и при этом скос в радиальной осевой плоскости или плоскостях имеет первую часть относительно небольшой вогнутости, сконфигурированную для создания системы начального скачка уплотнения, который тянется от упомянутой первой части в целом впереди упомянутой кромки и в пределах траектории потока воздуха через конструкцию воздухозаборника, причем упомянутый скос имеет вторую промежуточную часть, которая является относительно прямой и расположена сзади упомянутой первой части скоса и сконфигурирована для создания потока с, по существу, постоянным числом Маха, и за которой следует в направлении потока третья часть относительно неглубокой вогнутости, сконфигурированная для создания системы дополнительного косого скачка уплотнения, который тянется от упомянутой третьей части так, что система дополнительного скачка уплотнения пересекает упомянутый замыкающий скачок уплотнения в положении в пределах входящего воздуха, захваченного между системой скоса и упомянутой кромкой, причем за упомянутой третьей частью следует четвертая относительно прямая часть, сконфигурированная таким образом, чтобы создавать в целом постоянное число Маха, связанное с воздухом, протекающим через среднюю часть конструкции воздухозаборника, и включает пятую часть, обеспечивающую начальный поворот потока к двигателю перед замыкающим скачком уплотнения, упомянутая пятая часть тянется непрерывно от упомянутой четвертой части, упомянутая система воздухозаборника выполнена с возможностью создания системы сжатия скачков уплотнения и распределения полного давления, которое является намеренно неравномерным по любой осевой плоскости, расположенной сзади от замыкающего скачка уплотнения.1. The design of the intake of a jet engine of a supersonic aircraft, containing:
a) the bevel of the air intake and the edge of the fairing, located with a gap outside the bevel, so that the incoming air flows between the bevel and the edge,
b) an lip and a bevel configured to create a first oblique seal shock that extends outward from the front of the bevel to extend in front of the edge and a trailing seal shock that extends outward from the rear of the bevel to one of the following:
x 0 ) the area directly in front of the edge,
x 1 ) substantially up to said edge,
c) and the bevel in the radial axial plane or planes has a first part of relatively small concavity, configured to create a system of initial shock waves, which stretches from said first part as a whole in front of said edge and within the path of the air flow through the air intake structure, said the bevel has a second intermediate part, which is relatively straight and is located behind the first part of the bevel and is configured to create a flow with essentially a constant Mach number, and followed by a third part of relatively shallow concavity in the direction of flow, configured to create an additional oblique shock wave system that extends from said third part so that the additional shock wave system crosses the said closing shock wave in a position within the incoming air captured between the bevel system and said edge, wherein said third part is followed by a fourth relatively straight part, configured so as to create a generally constant Mach number associated with air flowing through the middle part of the air intake structure and includes a fifth part providing an initial flow turn to the engine before the closing shock wave, said fifth part stretches continuously from said fourth part, said the air intake system is configured to create a compression system for shock waves and the distribution of total pressure, which is intentionally uneven on any axial plane velocity located behind the closing shock wave.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US85184106P | 2006-10-12 | 2006-10-12 | |
| US60/851,841 | 2006-10-12 | ||
| US85163006P | 2006-10-13 | 2006-10-13 | |
| US60/851,630 | 2006-10-13 | ||
| US60/851,403 | 2006-10-13 |
Related Child Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011150809/11A Division RU2499739C2 (en) | 2006-10-12 | 2007-10-10 | Supersonic aircraft jet engine |
| RU2011150806/02A Division RU2011150806A (en) | 2006-10-12 | 2011-12-13 | Jet engine of a supersonic aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009117327A RU2009117327A (en) | 2010-11-20 |
| RU2454354C2 true RU2454354C2 (en) | 2012-06-27 |
Family
ID=44057989
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009117327/11A RU2454354C2 (en) | 2006-10-12 | 2007-10-10 | Supersonic aircraft jet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2454354C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112594737B (en) * | 2020-12-10 | 2022-04-29 | 北京理工大学 | Oblique detonation wave stationary control method and variable-geometry combustion chamber |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1078375B (en) * | 1958-08-08 | 1960-03-24 | Ernst Heinkel Flugzeugbau G M | Adjustable air intake especially for jet engines |
| GB967720A (en) * | 1955-11-07 | 1964-08-26 | Commw Of Australia | Improvements in and connected with supersonic air intakes |
| RU2018468C1 (en) * | 1992-07-14 | 1994-08-30 | Научно-производственное внедренческое объединение "Пламя" | Flat adjustable under-fuselage air intake for aircraft |
| US5351480A (en) * | 1992-07-11 | 1994-10-04 | Deutsche Aerospace Ag | Jet engine |
| RU2171211C2 (en) * | 1997-12-29 | 2001-07-27 | Медведев Владимир Тимофеевич | Self-adjustable air intake |
| RU2200240C1 (en) * | 2001-07-13 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Supersonic air intake (versions) |
| SU524358A1 (en) * | 1975-01-06 | 2005-04-20 | К.Х. Григорян | SUPER SECONDARY AIR INTAKE OF THE AIRCRAFT |
| SU548019A1 (en) * | 1974-12-20 | 2005-04-20 | З.Е. Ботвинник | AIR INTAKE OF ULTRA AIRCRAFT |
| SU547089A1 (en) * | 1975-05-11 | 2005-04-20 | Ю.Ф. Ершов | AIR PRESSURE RECEIVER |
| RU2273752C2 (en) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Nozzle with altitude compensation |
-
2007
- 2007-10-10 RU RU2009117327/11A patent/RU2454354C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB967720A (en) * | 1955-11-07 | 1964-08-26 | Commw Of Australia | Improvements in and connected with supersonic air intakes |
| DE1078375B (en) * | 1958-08-08 | 1960-03-24 | Ernst Heinkel Flugzeugbau G M | Adjustable air intake especially for jet engines |
| SU548019A1 (en) * | 1974-12-20 | 2005-04-20 | З.Е. Ботвинник | AIR INTAKE OF ULTRA AIRCRAFT |
| SU524358A1 (en) * | 1975-01-06 | 2005-04-20 | К.Х. Григорян | SUPER SECONDARY AIR INTAKE OF THE AIRCRAFT |
| SU547089A1 (en) * | 1975-05-11 | 2005-04-20 | Ю.Ф. Ершов | AIR PRESSURE RECEIVER |
| US5351480A (en) * | 1992-07-11 | 1994-10-04 | Deutsche Aerospace Ag | Jet engine |
| RU2018468C1 (en) * | 1992-07-14 | 1994-08-30 | Научно-производственное внедренческое объединение "Пламя" | Flat adjustable under-fuselage air intake for aircraft |
| RU2171211C2 (en) * | 1997-12-29 | 2001-07-27 | Медведев Владимир Тимофеевич | Self-adjustable air intake |
| RU2200240C1 (en) * | 2001-07-13 | 2003-03-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Supersonic air intake (versions) |
| RU2273752C2 (en) * | 2003-11-05 | 2006-04-10 | ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Nozzle with altitude compensation |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009117327A (en) | 2010-11-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2499739C2 (en) | Supersonic aircraft jet engine | |
| US8973370B2 (en) | Low shock strength propulsion system | |
| CA2379091C (en) | Supersonic external-compression diffuser and method for designing same | |
| US8166768B2 (en) | Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows | |
| US8800261B2 (en) | Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle | |
| EP3109153B1 (en) | Swept gradient boundary layer diverter | |
| JPH0737240B2 (en) | Mixed laminar flow nacelle | |
| US20110000548A1 (en) | Airflow separation initiator | |
| EP2447519A2 (en) | Gas turbine engine with variable area fan nozzle | |
| CN112061404A (en) | Mitigating adverse flow conditions in nacelle inlets | |
| JP2014528534A (en) | Nozzle structure and manufacturing method of nozzle structure | |
| RU2454354C2 (en) | Supersonic aircraft jet engine | |
| JP6180005B2 (en) | Nozzle structure and manufacturing method of nozzle structure | |
| EP4190695B1 (en) | Airfoil for supersonic aircraft | |
| EP2180164A1 (en) | Method and system for altering engine air intake geometry | |
| EP2918777B1 (en) | Method for optimizing a vane to reduce noise | |
| Trittler et al. | Optimization Aspects of an Ejector Type Hypersonic Thrust Nozzle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131011 |