RU2782411C1 - Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата - Google Patents
Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2782411C1 RU2782411C1 RU2022115448A RU2022115448A RU2782411C1 RU 2782411 C1 RU2782411 C1 RU 2782411C1 RU 2022115448 A RU2022115448 A RU 2022115448A RU 2022115448 A RU2022115448 A RU 2022115448A RU 2782411 C1 RU2782411 C1 RU 2782411C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air intake
- intake device
- central body
- aircraft
- coordinate system
- Prior art date
Links
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000003800 Pharynx Anatomy 0.000 description 2
- 230000037113 Vdu Effects 0.000 description 2
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 1
- 210000001331 Nose Anatomy 0.000 description 1
- 230000001154 acute Effects 0.000 description 1
- 101700059512 asm-3 Proteins 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000004941 influx Effects 0.000 description 1
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к летательным аппаратам. Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата содержит центральное тело (1), обечайку (2), профилированную переднюю кромку (3), образующую входное отверстие (4) воздухозаборного устройства и канал воздухозаборного устройства. Центральное тело (1) образовано боковыми поверхностями (5) и поверхностью торможения (6), полученной из вырезки обратного конического течения. Достигается повышение эффективности работы двигательной установки в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик. 3 ил.
Description
Изобретение относится к области оборудования летательных аппаратов, а именно к воздухозаборным устройствам сверхзвуковых летательных аппаратов.
При создании высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) общей проблемой является разработка эффективных двигательных установок (ДУ), значительное влияние на работу которых оказывают воздухозаборные устройства (ВЗУ).
Лобовые ВЗУ с расположением входа в ВЗУ в носовой части летательного аппарата эффективны при работе на малых углах атаки, но обладают пониженным запасом газодинамической устойчивости при работе на больших углах атаки и при высотных режимах.
Регулируемые ВЗУ с изменяемой геометрией позволяют компенсировать недостатки конструкции входов и каналов ВЗУ и позволяют осуществлять работу ДУ на различных скоростных режимах, но ухудшают весовые и компоновочные характеристики летательных аппаратов, а также приводят к снижению надежности работы ДУ и ЛА.
В связи с этим в настоящее время получили широкое развитие нерегулируемые ВЗУ с постоянной геометрией.
Из уровня техники известно воздухозаборное устройство самолета, образованное обечайкой, передние кромки которой образуют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборного устройства (описание к патенту США №5249542 от 28.05.1996). Воздухозаборное устройство имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника, и который позволяет одновременно отклонить пограничный слой и исключить его попадание в воздухозаборное устройство, за счет чего увеличить эффективную тягу.
К недостаткам воздухозаборного устройства самолета следует отнести то, что оно не позволяет осуществлять эффективную работу ДУ при скорости выше 2-3 М.
Известны воздухозаборные устройства крылатой ракеты ASMP-A, разработанной французской фирмой Aerospatiale (www.dogswar.ru/boepripasy/snariady-rakety/8506-krylataia-raketa-voz.htmU https://missilery.info/missile/asmp, www.airwar.ru/weapon/kr/asmp.html), которые выполнены прямоугольными, с неизменяемой геометрией, и расположены по бокам фюзеляжа.
Известны воздухозаборные устройства авиационной ракеты XASM-3, созданной японской корпорацией Mitsubishi Heavy Industries (foto-i-mir.ru/missile-asm-3-japan/, https.//www.globalsecurity.org/military/world/japan/ asm-3.htm), которые выполнены прямоугольными, сверхзвуковыми, с неизменяемой геометрией, и расположены под фюзеляжем ракеты.
Недостатками известных воздухозаборных устройств ракет ASMP-A и XASM-3 являются неоптимальные параметры входов и каналов воздухозаборных устройств, что не позволяет достичь эффективности работы двигательной установки в различных скоростных режимах без снижения габаритных и компоновочных характеристик летательных аппаратов.
Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является необходимость создания воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата, позволяющего эффективную работу двигательной установки в различных скоростных режимах.
Техническая проблема решается за счет того, что в состав воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата входят центральное тело, обечайка, профилированная передняя кромка, образующая входное отверстие воздухозаборного устройства, канал воздухозаборного устройства, при этом центральное тело образовано боковыми поверхностями и поверхностью торможения, которая получена из вырезки обратного конического течения, является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени, в сечении центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства поверхность первой ступени представляет собой прямую с углом наклона к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства в диапазоне 10÷20°, а поверхность второй ступени - изоэнтропу, угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства изменяется в диапазоне 15÷30°, а краевая линия передней кромки входного отверстия воздухозаборного устройства эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.
Технический результат заключается в том, что воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:
На фиг. 1 изображена трехмерная модель воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата.
На фиг. 2 изображено сечение поверхности торможения центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства.
На фиг. 3 изображено сечение центрального тела плоскостью, перпендикулярной продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.
На фиг. 1-3 позициями обозначены:
1 - центральное тело;
2 - обечайка;
3 - передняя кромка;
4 - входное отверстие воздухозаборного устройства;
5 - боковая поверхность;
6 - поверхность торможения;
7 - горло канала воздухозаборного устройства.
Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) содержит центральное тело 1, обечайку 2, переднюю кромку 3, образующую входное отверстие воздухозаборного устройства 4, и канал воздухозаборного устройства (на фиг. не показано).
Центральное тело 1 образовано боковыми поверхностями 5 и поверхностью торможения 6, которая получена из вырезки обратного конического течения методом газодинамического конструирования (см. [1], [2]), является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени.
При сечении центрального тела 1 продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства образуется линия Ь, которая для поверхности первой ступени имеет форму прямой, проекция на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а1 и имеет наклон Θ1=10÷20° к продольной оси Ох, а для поверхности второй ступени - изоэнтропы, проекция которой на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а2, и угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства Θ2=15÷30°. Краевая линия передней кромки 3 входного отверстия воздухозаборного устройства 4 эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства.
Передняя кромка 3 выполнена профилированной и имеет сложную пространственную форму с непрерывным изменением кривизны поверхности, определяемой расчетным и/или экспериментальным способом в зависимости от режимов полетов и двигательной установки летательного аппарата. Передняя кромка 3 выполнена с пространственным сопряжением со стенками канала воздухозаборного устройства.
Канал воздухозаборного устройства выполнен криволинейным (на фиг. не показано), и расположен от входного отверстия воздухозаборного устройства 4 до входа в двигательную установку. Площадь горла 7 канала воздухозаборного устройства составляет 0,5÷0,9 площади входного отверстия воздухозаборного устройства 4.
При установке на сверхзвуковом летательном аппарате воздухозаборное устройство расположено в пределах обводов фюзеляжа. Параметры первой и второй ступеней торможения можно варьировать, что позволяет обеспечить компоновочные требования и требования радиолокационной заметности с внутренними характеристиками на уровне или выше вариантов воздухозаборных устройств классической формы при условии использования известных методов разработки, например, способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, описанного в [3].
Воздухозаборное устройство работает следующим образом:
Производят пуск сверхзвукового летательного аппарата. Сверхзвуковой летательный аппарат начинает движение в набегающем потоке согласно полетному заданию с начальной скоростью, необходимой для запуска двигательной установки, при этом набегающий поток поступает в воздухозаборное устройство с формированием пограничного слоя. При попадании воздушной струи на центральное тело 1 происходит сжатие струи по расходящимся направлениям без интенсивных скачков и градиентов давления, и на входе в канал воздухозаборного устройства реализуют расчетную схему течения, за счет чего обеспечивают работу двигательной установки в заданном режиме.
Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата предназначено для применения в области оборудования сверхзвуковых летательных аппаратов и позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки сверхзвукового летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.
Источники информации
1. Келдыш В.В., Г.И. Майкапар. «Газодинамическое конструирование гиперзвуковых самолетов». МЖГ, г. Москва, №3, 1969 г.
2. Гунько Ю.П., Мажуль И.И. «Теоретические и экспериментальные исследования тел пространственной конфигурации. Особенности аэродинамики пространственных тел, построенных методом газодинамического конструирования». ИТПМ СО АН СССР, г. Новосибирск, отчет №904, 1977 г.
3. Патент RU №2683017, МПК B64F 5/00, G06F 17/50, B64D 27/02.
Claims (1)
- Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата, в состав которого входят центральное тело, обечайка, профилированная передняя кромка, образующая входное отверстие воздухозаборного устройства, канал воздухозаборного устройства, отличающееся тем, что центральное тело образовано боковыми поверхностями и поверхностью торможения, которая получена из вырезки обратного конического течения, является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени, в сечении центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства поверхность первой ступени представляет собой прямую с углом наклона к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства в диапазоне 10÷20°, а поверхность второй ступени - изоэнтропу, угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства изменяется в диапазоне 15÷30°, а краевая линия передней кромки входного отверстия воздухозаборного устройства эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2782411C1 true RU2782411C1 (ru) | 2022-10-26 |
Family
ID=
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU138495U1 (ru) * | 2013-07-04 | 2014-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата |
| RU2736670C1 (ru) * | 2020-01-14 | 2020-11-19 | Сергей Николаевич Ким | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU138495U1 (ru) * | 2013-07-04 | 2014-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата |
| RU2736670C1 (ru) * | 2020-01-14 | 2020-11-19 | Сергей Николаевич Ким | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7967241B2 (en) | Supersonic aircraft jet engine installation | |
| EP1206384B1 (en) | Supersonic external-compression diffuser and method for designing same | |
| US7866599B2 (en) | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles | |
| US8746613B2 (en) | Jet engine exhaust nozzle and associated system and method of use | |
| US8292217B2 (en) | Hypersonic inlet systems and methods | |
| CA2434163A1 (en) | Integrated and/or modular high-speed aircraft | |
| EP3112650B1 (en) | Inlet flow restrictor | |
| AU2019292004B2 (en) | Flight vehicle engine inlet with internal diverter, and method of configuring | |
| CN117235891B (zh) | 一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法 | |
| EP1630399A2 (en) | Vectorable nozzle with sideways pivotable ramp | |
| RU2782411C1 (ru) | Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата | |
| US20220074369A1 (en) | Airframe integrated scramjet with fixed geometry and shape transition for hypersonic operation over a large mach number range | |
| Gorbovskoy et al. | STUDY OF THE AERODYNAMICS OF A SUPERSONIC NOZZLE WITH A NOISE SUPPRESSION SYSTEM | |
| Vinogradov et al. | CHOICE AND DESIGN OF A 3D FIXED-GEOMETRY INLET FOR A SMALL SUPERSONIC BUSINESS AIRCRAFT | |
| Savoni et al. | High Lift Design and Aerodynamic Assessment for an Over-the-Wing Pylon-Mounted Engines Configuration with STOL Capabilities | |
| Vinogradov et al. | Scheme and inlet performance of supersonic business aircraft | |
| CA3194359A1 (en) | Airframe integrated scramjet with fixed geometry and shape transition for hypersonic operation over a large mach number range | |
| Hwang et al. | Sy pressure coefficient |