RU2747333C1 - Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата - Google Patents
Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2747333C1 RU2747333C1 RU2020120995A RU2020120995A RU2747333C1 RU 2747333 C1 RU2747333 C1 RU 2747333C1 RU 2020120995 A RU2020120995 A RU 2020120995A RU 2020120995 A RU2020120995 A RU 2020120995A RU 2747333 C1 RU2747333 C1 RU 2747333C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- channel
- air flow
- air
- segment
- critical section
- Prior art date
Links
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims abstract description 15
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Воздухозаборное устройство (1) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержит канал (2) с входным окном (3) в виде кольцевого сегмента и критическим сечением (4) и многоскачковое тело торможения воздушного потока. Многоскачковое тело торможения установлено перед входным окном (3) и снабжено обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов (6, 7, 8) конических поверхностей с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению (4) канала. Радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала. Достигается увеличение тяги двигателя и уменьшение аэродинамического сопротивления. 2 ил.
Description
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), в которых рабочее тело используется только для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием воздушного потока в воздухозаборном устройстве (ВЗУ) за счет скоростного напора, в частности, к сверхзвуковым (СПВРД).
Известно осесимметричное кольцевое ВЗУ СПВРД (Р.И. Курзинер, «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета». М.: «Машиностроение», 1989 г., стр. 120, рис. 3.1), содержащее канал с кольцевым входным окном и критическим сечением, и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных конических поверхностей, с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала, обеспечивающих сжатие воздушного потока с уменьшением потерь его полного давления. Радиус кривизны каждой кольцевой конической поверхности многоскачкового тела торможения воздушного потока увеличивается в направлении к критическому сечению канала. Для СПВРД, расположенного в нижней части корпуса летательного аппарата и интегрированного с его корпусом, входное окно канала может быть выполнено в виде кольцевого сегмента, а обтекаемая воздушным потоком поверхность многоскачкового тела торможения может быть выполнена в виде сопряженных сегментов конических поверхностей.
Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства, являются следующие: воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержащее канал с входным окном в виде кольцевого сегмента и критическим сечением, и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов конических поверхностей, с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала.
В известном ВЗУ, в процессе обтекания потоком воздуха каждой конической поверхности тела торможения, вследствие увеличения на ней радиуса кривизны ее поверхности в направлении к критическому сечению канала, коническая поверхность на своем выходе меньше искривлена, чем на входе (становится более приближенной к горизонтальной плоскости), и при взаимодействии с ней обтекающего потока, соответственно, формируется боковая составляющая силы реакции от силы давления потока воздуха, выравнивающая форму поперечного сечения потока воздуха (более приближенной к горизонтальной плоскости), что увеличивает отклонение в боковом направлении потока воздуха, обтекающего тело торможения, и уменьшает расход воздуха, попадающего на следующую коническую поверхность тела торможения и во входное окно канала ВЗУ, и через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя летательного аппарата, что приводит к уменьшению тяги двигателя. Отклоненная в боковом направлении струя потока воздуха взаимодействует с продольным потоком воздуха, увеличивая аэродинамическое сопротивление при полете летательного аппарата.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое устройство, является увеличение расхода воздуха через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя и уменьшение аэродинамического сопротивления при полете летательного аппарата.
Для достижения названного технического результата в воздухозаборном устройстве сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированном с корпусом летательного аппарата, содержащим канал с входным окном в виде кольцевого сегмента и критическим сечением и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов конических поверхностей с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала, радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала.
Отличительными признаками предлагаемого устройства являются следующие: радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - увеличивается расход воздуха через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя, позволяющий увеличить тягу двигателя, и уменьшается аэродинамическое сопротивление при полете летательного аппарата.
Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА с СПВРД для уменьшения времени набора маршевой высоты полета летательного аппарата и увеличения дальности его полета на маршевой высоте.
Устройство поясняется чертежами, фиг. 1 и 2.
На фиг. 1 представлен продольный вид ВЗУ в разрезе, поясняющий увеличение угла наклона образующих конических поверхностей многоскачкового тела торможения ВЗУ, а также расположение канала ВЗУ с входным окном и критическим сечением.
На фиг. 2 представлен вид ВЗУ спереди, поясняющий уменьшение радиуса кривизны конической поверхности на каждом участке многоскачкового тела торможения в направлении к критическому сечению канала.
Представленный на чертежах ВЗУ 1 СПВРД (на чертежах не показан) содержит канал 2 с входным окном 3 в виде кольцевого сегмента и критическим сечением 4, и многоскачковое тело 5 торможения воздушного потока, установленное перед входным окном 3 и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов 6, 7 и 8 конических поверхностей с различными углами α1, α2 и α3 наклона их образующих O1 О2 и О3 к направлению полета (НП), увеличивающимися (α3>α2>α1) в направлении к критическому сечению 4 канала 2. Радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента 6, 7 и 8 многоскачкового тела 5 торможения воздушного потока уменьшается (R2<R1; R3<R2; R4<R3) в направлении к критическому сечению 4 канала 2, а длина дуги L1 - L4, соответствующая каждому из радиусов R1 - R4 увеличивается (L2>L1; L3>L2; L4>L3) в направлении к критическому сечению 4 канала 2. ВЗУ 1 имеет ширину S, высота входного окна 3 равна Н.
Устройство работает следующим образом. При обтекании сверхзвуковым потоком воздуха конических поверхностей сегментов 6, 7 и 8, по передним их кромкам, которыми являются дуги, соответственно L1, L2 и L3, формируются косые скачки давления воздуха со скачкообразным увеличением давления воздуха за скачками и на конических поверхностях сегментов 6, 7 и 8 до значений P1 Р2 и Р3, соответственно, где Р3>Р2>Р1. Благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 6 от значения R1 до значения R2 увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 6 от значения L1 до значения L2 (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 6 на коническую поверхность сегмента 7 стекает увеличенный расход воздуха с давлением P1, при этом, увеличение расхода над конической поверхностью сегмента 6 и изменение формы взаимодействующего с ней потока воздуха с потока большего радиуса R1 в поток меньшего радиуса R2 обеспечивается за счет подтекания воздуха с внешних сторон в направлении текущего центра окружности уменьшающегося радиуса дуги конической поверхности сегмента 6 от значения R1 до значения R2, что обеспечивает, по сравнению с прототипом, уменьшение стекания воздуха с конической поверхности сегмента 6 в боковые стороны и, вследствие этого, уменьшение аэродинамического сопротивления ВЗУ 1 при полете летательного аппарата. Аналогично, благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 7 от значения R2 до значения R3 увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 7 от значения L2 до значения L3 (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 7 на коническую поверхность сегмента 8 стекает увеличенный расход воздуха с давлением Р2, и, благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 8 от значения R3 до значения R4 увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 8 от значения L3 до значения L4 (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 8 во входное окно 3, площадь (F) которого составляет F=L4 * Н, где Н - высота входного окна, стекает максимальный расход воздуха с максимальным давлением Р3. Увеличение давления и расхода воздуха, попадающего через канал 2 ВЗУ 1 в газовоздушный тракт СПВРД, обеспечивает, при соответствующем увеличении расхода топлива из топливной системы СПВРД в его камеру сгорания, увеличенте тяги СПВРД. Аналогично уменьшению стекания воздуха с конической поверхности сегмента 6 в боковые стороны, уменьшается и стекание воздуха с конических поверхностей сегментов 7 и 8 в боковые стороны, благодаря изменению формы взаимодействующего с ними потока воздуха, соответственно, с потока большего радиуса R2 в поток меньшего радиуса R3 и, с потока радиуса R3 в поток меньшего радиуса R4, и, вследствие этого, уменьшается аэродинамическое сопротивления ВЗУ 1 при полете летательного аппарата.
Claims (1)
- Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержащее канал с входным окном в виде кольцевого сегмента и критическим сечением и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов конических поверхностей с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала, отличающееся тем, что радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020120995A RU2747333C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020120995A RU2747333C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2747333C1 true RU2747333C1 (ru) | 2021-05-04 |
Family
ID=75850979
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020120995A RU2747333C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2747333C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2263218C2 (ru) * | 2002-10-02 | 2005-10-27 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Воздухозаборник с изменяемой геометрией для прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением (варианты) |
| RU2499739C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2013-11-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
| US20160265433A1 (en) * | 2005-12-15 | 2016-09-15 | Gulfstream Aerospace Corporation | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft |
| RU176021U1 (ru) * | 2017-03-27 | 2017-12-26 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки |
| RU2670664C9 (ru) * | 2018-01-22 | 2018-11-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета |
-
2020
- 2020-06-18 RU RU2020120995A patent/RU2747333C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2263218C2 (ru) * | 2002-10-02 | 2005-10-27 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Воздухозаборник с изменяемой геометрией для прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением (варианты) |
| US20160265433A1 (en) * | 2005-12-15 | 2016-09-15 | Gulfstream Aerospace Corporation | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft |
| RU2499739C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2013-11-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
| RU176021U1 (ru) * | 2017-03-27 | 2017-12-26 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Воздухозаборное устройство с изменяемой геометрией для многорежимной комбинированной турбопрямоточной силовой установки |
| RU2670664C9 (ru) * | 2018-01-22 | 2018-11-06 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7549839B2 (en) | Variable geometry inlet guide vane | |
| EP0241404B1 (en) | Gas turbine engine nacelle | |
| US7637455B2 (en) | Inlet distortion and recovery control system | |
| CN106828946B (zh) | 改变飞行器发动机的进气口的方法和装置 | |
| US5058617A (en) | Nacelle inlet for an aircraft gas turbine engine | |
| CN1384794B (zh) | 外部加压超音速进气道、超音速扩压器及进气道系统 | |
| US9233757B2 (en) | Nacelle | |
| US2916230A (en) | Supersonic airfoil | |
| US3054255A (en) | Fluid intake for supersonic flow | |
| CN107554802B (zh) | 一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道 | |
| RU2607715C2 (ru) | Пилон подвески для газотурбинного двигателя | |
| WO2014133996A1 (en) | Gas recirculation in turbocharged diesel engines | |
| JP5926689B2 (ja) | 流体中の本体の流動抵抗を低減するための構造 | |
| US6260794B1 (en) | Dolphin cascade vane | |
| RU2747333C1 (ru) | Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата | |
| EP2865874B1 (en) | Turbofan engine with passive thrust vectoring | |
| CN105464838B (zh) | 用于被动推力导向和羽流偏转的方法和装置 | |
| US20050151016A1 (en) | Air discharge valve for an aircraft | |
| US11486307B2 (en) | Aircraft comprising a gas turbine engine having an axially adjustable intake and a nacelle | |
| US5480110A (en) | Transport plane with stub tail | |
| CN103899434A (zh) | 一种多轴固定几何气动矢量喷管结构 | |
| IL300092A (en) | An engine for a flying body, a method for operating an engine for a flying body, and a flying body having at least one engine | |
| CN103471135A (zh) | 喷流进气喷气燃烧器 | |
| RU2782411C1 (ru) | Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата | |
| RU2499747C1 (ru) | Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата |