RU2499746C1

RU2499746C1 - Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата

Info

Publication number: RU2499746C1
Application number: RU2012128972/11A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Иванович Глазков; Виктор Алексеевич Васюк; Виталий Иванович Злобин; Владимир Фёдорович Третьяков
Original assignee: Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date: 2012-07-11
Filing date: 2012-07-11
Publication date: 2013-11-27

Abstract

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 S_ДУ (где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата). Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей.

Из уровня техники известно воздухозаборное устройство (патент США US 4378097 от 29.03.1983, МПК B64D 33/02), содержащее канал, расположенный внутри корпуса летательного аппарата, профилированную обечайку (наружное отверстие с входной кромкой), удлиненное углубление на наружной поверхности корпуса (лоток) с близкими к вертикальным боковыми стенками, дополнительные удлиненные углубления на наружной поверхности.

Недостатками воздухозаборного устройства являются существенные потери полного давления и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает негативное влияние на внутреннюю компоновку летательного аппарата.

Также из уровня техники известно воздухозаборное устройство ракеты Х-35 с отбором пограничного слоя корпуса в двигатель («Военная авиация», книга 2, издательство «Поппури», Минск, 1999 г., стр.327; журнал «Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра», №9, издательство «РОО «Техинформ», 2007 г., стр.41), наиболее близкое к предлагаемому изобретению и выбранное в качестве прототипа. Воздухозаборное устройство содержит обечайку с затуплением по передней кромке, внутренний криволинейный канал, и утопленный в фюзеляже лоток с боковыми стенками. Воздухозаборное устройство расположено в зоне развитого пограничного слоя; длина его канала составляет 4-5 D_ДУ.

Недостатками воздухозаборного устройства ракеты Х-35 являются существенные потери полного давления, и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает отрицательное влияние на внутреннюю компоновку ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение влияния воздухозаборного устройства двигательной установки летательного аппарата на внутреннюю компоновку летательного аппарата и обеспечение однородности потока в воздухозаборном устройстве, необходимой для устойчивой работы двигательной установки.

Задача решается за счет того, что малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток с боковыми стенками, утопленный в корпусе летательного аппарата, входную кромку, внутренний криволинейный канал, выполненный с длиной, равной 1-2 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), при этом входное отверстие имеет площадь 0,75-0,85 S_ДУ (где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки) выполнено круглой или эллиптической формы и расположено с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, входная кромка выполнена профилированной, а между поверхностью лотка и боковыми стенками, как и боковыми стенками и входной кромкой, выполнено сопряжение.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что на вогнутой поверхности внутренней стенки канала выполнена перфорация.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы воздухозаборного устройства и двигателя на маршевом участке полета летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема летательного аппарата, а также косвенно за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг.1 изображен вид сбоку на малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата в разрезе. Не относящаяся к воздухозаборному устройству часть летательного аппарата обозначена серым цветом.

На фиг.2 изображено малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата в изометрической проекции (перевернуто по вертикали).

На фиг.3 изображена часть вида сбоку на частный случай исполнения малогабаритного воздухозаборного устройства летательного аппарата в разрезе.

На фиг.1-3 обозначены следующие позиции:

1 - лоток;

2 - входная кромка;

3 - канал;

4 - входное отверстие;

5 - боковые стенки;

6 - плоскость входа;

7 - перфорация;

8 - отсек.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) расположено в нижней части корпуса летательного аппарата непосредственно перед двигательной установкой и состоит из лотка 1, утопленного в корпусе, профилированной входной кромки 2 входного отверстия воздухозаборного устройства, внутреннего криволинейного канала 3 переменной площади сечения.

Лоток 1 расположен перед входным отверстием 4 в канал 3 воздухозаборного устройства и выполнен шириной ~0,9 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), с углом наклона верхней поверхности φ, равным 18-19°, и с наклонными под углом γ к плоскости симметрии воздухозаборного устройства боковыми стенками 5. Угол γ составляет 15-25° (на фиг. не обозначен). Входное отверстие 4 имеет форму окружности, или приближенную к окружности, например, эллиптическую, и лежит в плоскости входа 6 воздухозаборного устройства, имеющей наклон к поперечной плоскости летательного аппарата под углом α, равным 25-30°. Площадь входного отверстия 4 составляет 0,75-0,85 S_ДУ, где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки.

Входная кромка 2, часть входа, расположенная напротив лотка 1 относительно оси канала 3, выполнена профилированной, в частности, с определенным радиусом скругления, который в каждом случае осуществления технического решения на практике определяется конкретным расчетом и/или опытным путем. Боковые стенки 5 воздухозаборного устройства выполнены сопряженными, как с лотком, так и с входной кромкой 2. Аналогично, характер и, в случае их наличия, радиусы сопряжения боковых стенок 5 в каждом случае осуществления технического решения на практике определяются конкретным расчетом и/или опытным путем. Различные конкретные методы расчета таких деталей формы воздухозаборного устройства, как форма профиля входной кромки 2 и характер сопряжения боковых стенок 5 с лотком 1 (обозначено буквой a) и входной кромкой 2 (обозначено буквой b), известны и не имеют прямого отношения к сущности изобретения.

Криволинейный канал 3 выполнен длиной 1, равной 1-2 D_ДУ (для справки: у прототипа и многих аналогичных решений длина канала составляет 4-5 D_ДУ), и с максимальным углом наклона оси канала 3 (к оси летательного аппарата) ψ_max=25÷30° (для справки: у прототипа эта величина составляет 40°).

В некоторых случаях при эксплуатации летательного аппарата в канале 3 в вогнутой его части (для воздухозаборного устройства, изображенного на фигурах, эта часть является верхней) при определенных сочетаниях нескольких факторов, таких, как определенные значения угла атаки, угла скольжения, числа М, высоты полета летательного аппарата, температуры и влажности воздуха возникает зона пониженного давления (застойная зона), в которой, помимо этого, возникают обратные воздушные токи.

В частном случае исполнения изобретения в месте предполагаемого возникновения этой застойной зоны на вогнутой поверхности внутренней стенки канала 3 выполнена перфорация 7. Количество и размер отверстий зависят от расхода воздуха, расположение отверстий зависит от расположения области, и на практике для каждого конкретного случая исполнения изобретения количество, расположение и размер отверстий определяются конкретным расчетом и экспериментальным путем. Отверстия соединяют канал 3 с внутренней полостью отсека 8, в частности, двигательного.

Воздухозаборное устройство работает следующим образом:

При полете летательного аппарата происходит обтекание его корпуса набегающим воздушным потоком и, как следствие, формирование у поверхности корпуса пограничного слоя воздуха, который из-за возникновения трения между воздухом и корпусом движется относительно летательного аппарата медленнее, чем набегающий поток. Воздух, включая пограничный слой, попадает во входное отверстие 4 воздухозаборного устройства и по криволинейному каналу 3 поступает на вход в компрессор двигательной установки и участвует в сгорании горючего.

В частном случае исполнения изобретения при функционировании воздухозаборного устройства воздух из застойной зоны через перфорацию в стенке канала 3 поступает в отсек, тем самым уменьшая размеры застойной зоны и неравномерность потока. Поскольку скорость движения воздуха в застойной зоне невелика, между отсеком и застойной зоной обеспечивают значительный перепад давления. Из отсека забранный из канала 3 воздух выводят за пределы летательного аппарата.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата предназначено для применения в области авиации и ракетостроения, а именно для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с высокими дозвуковыми скоростями. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы и двигательной установки летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема, а также косвенно за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.

Claims

1. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата, содержащее лоток с боковыми стенками, утопленный в корпусе летательного аппарата, входную кромку, внутренний криволинейный канал, отличающееся тем, что канал выполнен с длиной, равной 1-2 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), входное отверстие имеет площадь 0,75-0,85 S_ДУ (где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), выполнено круглой или эллиптической формы и расположено с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, входная кромка выполнена профилированной, а между поверхностью лотка и боковыми стенками, как и боковыми стенками и входной кромкой, выполнено сопряжение.

2. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что на вогнутой поверхности внутренней стенки канала выполнена перфорация.