WO2020091629A1 - Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв) - Google Patents
Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв) Download PDFInfo
- Publication number
- WO2020091629A1 WO2020091629A1 PCT/RU2019/000763 RU2019000763W WO2020091629A1 WO 2020091629 A1 WO2020091629 A1 WO 2020091629A1 RU 2019000763 W RU2019000763 W RU 2019000763W WO 2020091629 A1 WO2020091629 A1 WO 2020091629A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- supersonic
- aircraft
- nose
- air inlet
- convergent
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS 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
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
Definitions
- TITLE Double Supersonic Converged Air Intake (DSCW).
- VZ supersonic air intakes
- LA flight modes / speeds of aircraft
- Area 83 is almost equal to the area of the midship body. Designed for low supersonic speed.
- the maximum speed is 2.2 M.
- Unmanned hypersonic air launch aircraft with a fuselage flat VZ, the upper part of which is the plane of preliminary external compression of the incoming air flow and, at the same time, the nose of the aircraft.
- the area of the airspace is equal to the area of the midship body.
- the upper part of the VZ (plane of preliminary external compression) is also designed to create lift.
- Aircraft purge model with a convergent surface of the external compression of the bow and a bucket-type convergent air intake integrated into it (ITLM - Russia):
- the compression surface area is equal to the area of the midship body.
- TECHNICAL RESULT (the purpose of the invention) is the creation of aviation
- VZ supersonic air intake
- the double supersonic convergent air intake is formed by combining into a single nasal air intake two mirror-identical parallel parallel round front bucket converters without a central body, mixed with compression in the horizontal plane, with two channels for two engines forming in the place of fastening their external compression surfaces in the plane of symmetry of the aircraft, the inner central longitudinal vertical rib, with a common pointed nose in rhney central portion DSKV creating additional lift, the maximum closing end of the body cross-sectional area LA inlet portion DSKV.
- the DSCW should be located in the nose of the aircraft and the area
- each of the two airspace must be isoentropic convergent of circular cross section with a round transition (without a central body) to the fan / compressor of the aircraft engine and pointed along the leading edge.
- the upper part of the DSCW should form a positive angle of attack in the direction of movement, be larger than the lower and protrude above it, and also have a shape (sharpening) that is optimal for supersonic / hypersonic speeds.
- the DSCW should have a protruding central along the main plane of symmetry of the aircraft’s hull
- the cross section of the middle part of the external compression surface of the DSCW is formed by two combined identical mirror arcs of two convergent air intakes in the shape of a “gull” with a positive V inner central longitudinal vertical rib in the form of a vertical downward directed “wedge”.
- the main longitudinal planes (GLP) of each of the two 83, forming DSC8, inclined in the upper part to each other, are formed by the central axis of the channel of a specific airspace and a common “nose” of SLE for the two airways — the point of the front end of the external compression sections.
- the shape of the external compression surface (at the same time mirrored for both EWs) with respect to the GLP can be either symmetric or asymmetric - the upper one, which creates additional lifting force, the almost "horizontal" part of the external compression surface, may or may not coincide in shape / area with the internal, forming the inner central central longitudinal vertical wedge-shaped rib (almost "vertical" part).
- the oncoming air flow is divided by the central longitudinal vertical wedge-shaped rib of the DSCW into the right and left flows / EW, while creating a compensating roll moment of the aircraft, and the upper almost “horizontal" parts of the external compression surfaces create additional lifting force of the nose of the aircraft.
- the right and left flows are compressed in an isentropic manner by the convergent surfaces of the external and internal compressed.
- the additional nose lift will enable the takeoff / landing of YES at lower speeds / shorter runway length (runway) than without this additional force.
- the round non-pointed convergent isoentropic surfaces of the external compression of the airspace, when extending / extrapolating the input part towards the flow to infinity (from two minimum channel radii or more), are a figure close to a paraboloid of rotation.
- the intersection line of two identical parallel closely spaced rotation paraboloids is close to a parabola.
- the line connecting two points of intersection of circles is the end projection of the line / curve of intersection of two paraboloids of revolution (without sharpening).
- the upper intersection point of the circles will be the “nose” of the DSCW (its projection onto the front / end plane), and also the “nose” of the aircraft.
- the angle formed by the longitudinal vertical plane YES and the GP VZ (or their frontal projections) will be the angle of inclination of the GPU VZ.
- the upper (almost "horizontal") part of the VZ external compression surface forms the same inclination angle with the VV VSP as the "vertical" one, the same length and shape of the frontal projection is symmetrical to the VV VV plane.
- the DSCW is mounted to the aircraft body, including, at the bottom, using the lower channel pairing / 83, and at the top, by pairing the nose of the aircraft with the beginning of the cockpit lantern (if available), using smoothly curved or flat panels, or using the upper channel pairing / OT (in the absence of a cabin light).
- the bottom of the cab may or may not rise above the nose of the aircraft.
- Fig. 1 - axonometric image of DSCW bottom front to side view:
- ai is the centrifugal pressure of the vortex along the radii on the surface elements along the left airspace
- Ai is the total centrifugal pressure of the vortex on the surface elements along the left VZ; And 2 - the total centrifugal pressure of the vortex on the surface elements on the right VZ;
- B is the total friction force of the vortices on the elements of two surfaces of the DSCW.
- the next step is the construction of hypothetical convergent isentropic paraboloids of revolution 3 (Fig. 2) as the basis for the construction of the leading edges of VZ 5 (Fig. 3); 7 (Fig. 4) of the external compression surface 1 (Fig. 1), mating with the internal compression surface 2 (Fig. 1); 14 (Fig. 5); 19 (Fig. 7).
- the curvature and length of the inner surface of the airspace is determined from the calculated / cruising supersonic speed of the aircraft (for example, 3-6 M).
- the frontal projection area of the DSCW two airborne vehicles
- the radii of the leading edges of hypothetical paraboloids of revolution are equal to the distances from the nose of the VZ / LA to the axis of the channels.
- the amount of overlap of two projections of the leading edges of the hypothetical paraboloids of revolution 6 (Fig, 4) is determined, inter alia, by taking into account the width of the aircraft.
- the "upper" edge 83, relative to the plane of the GLP 83 11 (Fig. 4), are built symmetrically or asymmetrically to the "lower" edge of the airborne.
- edges of the external compression surface 5 (Fig. 3); 15 (Fig. 6) smoothly mate with the edges of the internal compression surface so that the angle of inclination of the projection of the edges to the channel direction in the plane of the GP GP3 smoothly increasing along the stream / channel at the final lower point does not exceed 90 ° (preferably not more than 60 ° ⁇ .
- the lower surface of the aircraft in the frontal projection may not protrude beyond the “lower” part of the airborne surface, repeating the shape of the projections of its “lower” part of the edges 7 (Fig. 4). If the lower surface of the aircraft is flat, then its frontal projection should coincide with the lower flat conjugation (association in a common housing) of channels / VZ 7 (Fig. 4).
- the upper surface of the aircraft coincides in the frontal projection with the “upper” part of the projection of the edges of the OT 7 (Fig. 4).
- the frontal projection of the lower part of the cabin lamp may not rise and clearly coincide with the upper part of the projection of the edges or have some elevation above the nose of the aircraft by smooth pairing using curved or flat panels of the body.
- DSCV is designed for supersonic / hypersonic aircraft with:
Abstract
Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (ДСКВ) - это сверхзвуковой воздухозаборник, состоящий из двух объединенных зеркально одинаковых параллельных сверхзвуковых ковшовых конвергентных воздухозаборников (ВЗ) смешанного сжатия для двух двигателей, скрепленных между собой вдоль дугообразных в поперечном сечении поверхностей внешнего сжатия с круглыми поверхностями внутреннего сжатия без центрального тела (Fig. 1). В месте скрепления двух ВЗ образуется внутреннее центральное продольное вертикальное ребро, в виде продольного клина формы «чайка» с положительным V, с общим для обоих ВЗ заостренным носом в верхней центральной части ДСКВ. Центральные тела могут присутствовать у расположенных далее двигателей. Внутреннее центральное продольное вертикальное ребро создает момент силы, дополнительно стабилизирующий носовую часть летательного аппарата (ЛА) по крену. Верхняя часть поверхности внешнего сжатия ВЗ, имея большую площадь, чем нижняя, и положительный угол атаки по направлению полета, создает дополнительную подъемную силу носовой части ЛА, что обеспечивает взлет/посадку при меньшей скорости/меньшей длине взлетно-посадочной полосы (ВПП), чем без этой дополнительной подъемной силы. Большая площадь ДСКВ в фронтальной плоскости и острый нос снижают лобовое сопротивление корпуса ЛА. ДСКВ предназначен для сверхзвуковых/гиперзвуковых ЛА для уменьшения длины ВПП, уменьшения лобового сопротивления и дополнительной стабилизации по крену.
Description
НАЗВАНИЕ: двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (ДСКВ).
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ: авиация.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ: сверхзвуковой воздухозаборник.
На сегодня имеются различные типы сверхзвуковых воздухозаборников (ВЗ), рассчитанные на различные режимы/скорости полета летательных аппаратов {ЛА).
Аналоги:
1. МИГ-19 (СССР):
- https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B8%D0%93-19
- http://avia.pro/biog/mig-19
Носовой ВЗ внутреннего горизонтального сжатия (с вертикальной перегородкой) на два двигателя. Площадь ВЗ почти равна площади миделя {сечения) корпуса. Рассчитан на низкие сверхзвуковые скорости.
Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;
- не выполняет функцию переднего горизонтального оперения {увеличение подъемной силы носовой части корпуса);
- не влияет на стабилизацию полета.
2. МИГ-21 (СССР):
- https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B8%D0%93-21
wo 2020/091629 ro/biog/mig-21-mnogoceievoy-istrebitei PCT/RU2019/000763
Носовой ВЗ с регулируемым (выдвигаемым) конусом внешнего сжатия. Площадь 83 почти равна площади миделя корпуса. Рассчитан на низкую сверхзвуковую скорость.
Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;
- не выполняет функцию переднего горизонтального оперения (увеличение
подъемной силы носовой части корпуса);
- не влияет на стабилизацию полета.
3. ТУ-160 (СССР):
- https://ru.wikipedta.org/wiki/%D0%A2%D1%83-160
- http://oruzhie.info/voennye-samoiety/108-tu-160
Под фюзеляжные ВЗ (спаренные попарно на два двигателя) прямоугольного сечения с вертикально расположенным регулируемым клином Максимальная скорость - 2,2 М.
Не соответствие 83 получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;
- не использует воздушный поток, набегающий на корпус;
- не предназначен для дополнительного создания/увеличения подъемной силы;
- не влияет на стабилизацию полета.
4. Eurofighter Typhoon (EF2000) (Европа):
- http://oruzhie.info/voennye-samolety/52-eurofighter-typhoon-ef2000
- http://army-news.ru/2013/04/istrebitei-eurofighter-typhoon-fgr4-on-zhe-ef2000/
Под фюзеляжные спаренные два ВЗ прямоугольного сечения вертикального сжатия с верхней горизонтальной плоскостью предварительного внешнего сжатия. Максимальная скорость - 2 М.
Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на высокие сверхзвуковые/гиперзвуковые скорости;
- не использует воздушный поток, набегающий на корпус;
- не предназначен для создания/увеличения подъемной силы;
- не влияет на стабилизацию полета.
5. NASA Х-43 (Hyper-X) Hypersonic Aircraft (США):
- https://en.wikipedia.org/wiki/NASA_X-43
https://web.archive.Org/web/20110724231440/http://www.aiaa.org/Participate/Uploads/A lAA_DL_McCUnton.pdf
- https://www.youtube.com/watch 7v=MfcoBWkyQoE
Беспилотный гиперзвуковой ЛА воздушного старта с под фюзеляжным плоским ВЗ, верхняя часть которого является плоскостью предварительного внешнего сжатия набегающего потока воздуха и, одновременно, носовой частью ЛА. Площадь ВЗ равна площади миделя корпуса.
Верхняя часть ВЗ {плоскость предварительного внешнего сжатия) предназначена также для создания подъемной силы.
Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на низкие сверхзвуковые и дозвуковые скорости;
- не предназначен для ЛА самостоятельного взлета «по самолетному»;
- не влияет на стабилизацию полета.
6. Продувочная модель ЛА с конвергентной поверхностью внешнего сжатия носовой части и интегрированным с нею конвергентным воздухозаборником ковшового типа (ИТЛМ - Россия):
- https://scfh.ru/fiies/ibiock/461/4618a3cd66bde94a3dlcc6fffcl99b7b.pdf
Модель ЛА и воздухозаборника для сверхзвуковых скоростей с носовой поверхностью внешнего сжатия, создающей дополнительную подъемную силу.
Площадь поверхности сжатия равна площади миделя корпуса.
Не соответствие ВЗ получению требуемого технического результата:
- не рассчитан на дозвуковые скорости;
- не предназначен для ЛА самостоятельного взлета «по самолетному»;
- не влияет на стабилизацию полета.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
ТЕХНИЧЕСКИЙ РЕЗУЛЬТАТ (цель изобретения) - создание авиационного
сверхзвукового воздухозаборника (ВЗ) смешанного сжатия, эффективно работающего от дозвуковых и до гиперзвуковых скоростей, с максимальным захватом набегающего потока воздуха, с минимальным сопротивлением, создающим дополнительную подъемную силу носовой части LA и дополнительную стабилизацию полета ЛА по крену.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ:
Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (ДСКВ) образуется путем объединения в единый носовой воздухозаборник скрепленных между собой в горизонтальной плоскости двух зеркально идентичных параллельных заостренных спереди круглых ковшовых конвергентных без центрального тела воздухозаборников (ВЗ) смешанного сжатия, с двумя каналами для двух двигателей, образующие в месте скрепления их поверхностей внешнего сжатия в плоскости симметрии ЛА внутреннее центральное продольное вертикальное ребро, с общим заостренным носом в верхней центральной части ДСКВ, создающим дополнительную подъемную силу, максимально закрывающий торец корпуса ЛА площадью поперечного сечения входной части ДСКВ.
Допускается наличие центрального тела за пределом ВЗ - у двигателя ЛА.
Существенные признаки.
Для минимизации лобового сопротивления ЛА и максимального захвата набегающего воздушного потока ДСКВ должен находиться в носовой части ЛА и площадь
поперечного сечения входа ДСКВ должна быть близка площади миделевого сечения корпуса ЛА, а внутренний полезный объем ЛА должен находиться/скрываться между параллельными каналами двигателей за ДСКВ.
Для эффективной работы с минимальными потерями каждый из двух ВЗ должен быть конвергентным изоэнтропическим круглого поперечного сечения с круглым переходом (без центрального тела) к вентилятору/компрессору двигателя ЛА и заостренный по передней кромке.
- htp://otvaga2004.ru/kaleydoskop/kaleydoskop-air/5-6-pokoleniye-7/ - Военно- патриотический сайт «Отвага», 30.05.2013 otvaga2 - «На пути к пятому и шестому поколению. Часть VII. Г иперзвук - будущее уже сегодня», Рис. 29, Рис. 30.
Для создания дополнительной подъемной силы носовой части ЛА верхняя часть ДСКВ должна образовывать положительный угол атаки по направлению движения, быть больше нижней и выступать над ней, а также иметь форму (заострение), оптимальную для сверхзвуковых/гиперзвуковых скоростей.
- «Влияние формы несущего тела на его подъемную силу при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета.» Келдыш В.В. УДК 533.6011.55. Ученые записки ЦАГИ, том 5, 1974, N2 2, стр. 19 - 26.
Для создания дополнительной стабилизации полета ЛА по крену у ДСКВ должно быть вдоль главной плоскости симметрии корпуса ЛА выступающее центральное
продольное вертикальное ребро с положительным V. При этом высота внутреннего центрального продольного ребра должна опускаться ниже высоты боковых
дугообразных «крыльев» ДСКВ.
Поперечное сечение средней части поверхности внешнего сжатия ДСКВ образуется двумя объединенными идентично-зеркальными дугами двух конвергентных воздухозаборников в форме «чайка» с положительным V внутреннего центрального продольного вертикального ребра в виде вертикального направленного вниз «клина».
- Кюхеман Д. «Аэродинамическое проектирование самолетов». Пер. с англ. Н.А. Благовещенского и Г.И. Майкапара; под ред. Г.И. Майкапара. - М.: Машиностроение, 1983, 656 с. - стр. 433 (Рис. 6.39) - снижение волнового сопротивления;
- стр. 452 (Рис. 6.55) -453 - увеличение устойчивости по крену.
- Отчет о НИР «Развитие методов моделирования и диагностики гиперзвуковых течений (заключительный)». УДК 533.6, N° госрегистрации 01201351878, Инв. N° 7/17. Утвержден 29.12.2016. Номер проекта в ИСГЗ ФАНО 0323-2014-0004. Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН. Протокол Ученого совета ИТПМ СО РАН N° 12 от 01.12.2016. Руководитель проекта Шиплюк А.Н. Стр. 9 - 10, Рис. 3, Таблица 1.
Главные продольные плоскости (ГПП) каждого из двух 83, образующих ДСК8, наклоненные в верней части друг к другу, образуются центральной осью канала конкретного ВЗ и общим для двух ВЗ «носом» СКВ - точкой переднего окончания участков внешнего сжатия.
Форма поверхности внешнего сжатия (одновременно зеркально для обоих ВЗ) относительно ГПП может быть, как симметричной, так и несимметричной - верхняя, создающая дополнительную подъемную силу, почти «горизонтальная» часть поверхности внешнего сжатия может совпадать или не совпадать по форме/площади с внутренней, образующей внутреннее центральное продольное вертикальное клинообразное ребро (почти «вертикальной» частью).
Набегающий воздушный поток разделяется центральным продольным вертикальным клинообразным ребром ДСКВ на правый и левый потоки/ВЗ, создавая при этом компенсирующий момент крена ЛА, а верхние почти «горизонтальные» части поверхностей внешнего сжатия создают дополнительную подъемную силу носовой части ЛА. При этом правый и левый потоки сжимаются изоэнтропическим образом конвергентными поверхностями внешнего и внутреннего сжатая.
Если у ЛА будут использоваться два симметрично-зеркальных противоположно вращающихся двигателя, создающих на низких дозвуковых скоростях перед ДСКВ два параллельных горизонтальных противоположно вращающихся касающихся между собой вихря, с направлением вращения обоих вихрей в месте касания (вдоль внутреннего центрального продольного вертикального клинообразного ребра) вверх, то при старте дополнительная подъемная сила носовой части ЛА увеличится за счет центробежных сил вихрей, воздействующих на поверхности внешнего сжатия ДСК8,
б
суммарно направленных вверх, и сил трения, оказываемых воздухом вихрей на поверхности внешнего сжатия, также суммарно направленных вверх.
Дополнительная подъемная сила носовой част даст возможность взлета/посадки ДА при меньших скоростях/меньшей длине взлетно-посадочной полосы (ВПП), чем без этой дополнительной силы.
У существующих сверхзвуковых самолетов с большой неизменяемой стреловидностью несущего крыла при ста рте/взлете функцию создания дополнительной подъемной силы выполняет переднее горизонтальное оперение (ПГО).
ПГО увеличивает лобовое сопротивление ЛА. При больших дозвуковых/сверхзвуковых скоростях необходимость в этой дополнительной подъемной силе ПГО отпадает.
Построение ВЗ.
Круглые незаостренные конвергентные изоэнтропические поверхности внешнего сжатия ВЗ, при продлении/ экстраполяции входной части навстречу потоку в бесконечность (от двух минимальных радиусов канала и более) представляют собой фигуру, близкую к параболоиду вращения. Линия пересечения двух одинаковых параллельных близко расположенных параболоидов вращения близка к параболе.
Представление вида проекций спереди (фронтальной) - две расположенные рядом частично наложенные друг на друга окружности, радиус каждой из которых равен расстоянию от «носа» ДСКВ (как наиболее удаленной от оси центра канала точки) до оси центра канала.
Отрезок, соединяющий две точки пересечения окружностей - это торцевая проекция линии/кривой пересечения двух параболоидов вращения (без заострения).
Верхняя точка пересечения окружностей и будет «носом» ДСКВ (его проекцией на фронтальную/ торцевую плоскость), а также - «носом» ЛА.
Часть этого прямого отрезка фронтальной проекции от «носа» вниз до разделяющихся линий проекций двух ВЗ (максимум - до линии/проекции плоскости, объединяющей оси двух каналов) будет фронтальной проекцией линии/кривой пересечения двух почти «вертикальных» частей поверхностей внешнего сжатия ВЗ с заострением -
фронтальной проекцией центра центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ.
Угол, образующийся продольной вертикальной плоскостью ДА и ГПП ВЗ (или их фронтальными проекциями), будет углом наклона ГПП ВЗ.
В случае симметричного ВЗ верхняя (почти «горизонтальная») часть поверхности внешнего сжатия ВЗ образует с ГПП ВЗ такой же угол наклона, что и «вертикальная», такую же длину и форму фронтальной проекции - симметрично плоскости ГПП ВЗ.
Представление вида проекций на плоскость ГПП ВЗ - кромка поверхности «носа» большой стреловидности (порядка 80°) с малым углом атаки (начало поверхности внешнего сжатия) при приближении к поверхности внутреннего сжатия плавно увеличивая угол атаки пересекает ось/проекцию оси канала (угол атаки остается при этом меньше 90°).
Крепление ДСКВ к корпусу ЛА производится, в том числе, внизу - с помощью нижнего сопряжения каналов/83, а в верху - с помощью сопряжения носа ЛА с началом фонаря кабины (при наличии) плавно изогнутыми или плоскими панелями, или с помощью верхнего сопряжения каналов/ВЗ (при отсутствии фонаря кабины). Низ кабины может возвышаться или не возвышаться над носом ЛА.
ПЕРЕЧЕНЬ ФИГУР (без масштаба и пропорций) - схематичные эскизы варианта.
Fig. 1 - аксонометрическое изображение ДСКВ (вид снизу спереди сбоку):
1 - поверхность внешнего сжатия;
2 - поверхность внутреннего шатия.
Fig. 2 - пересечения двух одинаковых параллельных близко расположенных параболоидов вращения (аксонометрическое изображение ):
3 - параболоиды вращения;
4 - линия пересечения двух параболоидов.
Fig. 3 - аксонометрическое изображение передних кромок двух ВЗ на поверхностях параболоидов вращения:
5 - передние кромки ВЗ.
Fig. 4 - фронтальная/торцевая проекция построения ДСК8:
6 - проекция передних кромок параболоидов вращения без «заострения»;
7 - проекция передних кромок ВЗ;
8 - проекция каналов ДСКВ;
9 - проекция кромки центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ;
10 - проекция вертикальной плоскости симметрии Л А;
11 - проекция плоскости ГПП 83.
Fig. 5 - проекция участка внешнего сжатия ВЗ на продольную вертикальную плоскость симметрии ЛА;
12 - проекция кромки центрального продольного вертикального
клинообразного ребра ДСКВ (почти «вертикальная» часть);
13 - проекция верхней (почти «горизонтальной») части поверхности внешнего сжатия ВЗ;
14 - проекция поверхности внутреннего сжатия.
Fig. 6 - проекция участка внешнего сжатия ВЗ на плоскость ГПП ВЗ:
15 - проекция передних кромок в случае симметричного ВЗ.
Fig. 7 - горизонтальная проекция построения ДСКВ - вид снизу:
16 - проекция кромки центрального продольного вертикального
клинообразного ребра ДСКВ;
17 - проекция «верхней» передней кромки ВЗ;
18 - проекция «нижней» передней кромки ВЗ;
19 - проекция поверхности внутреннего сжатия.
Fig. 8 - воздействие на поверхности внешнего сжатия ДСКВ при низкой скорости центробежных сил, образующихся противоположно вращающимися вихрями (вид в фронтальной плоскости):
ai - центробежное давление вихря по радиусам на элементы поверхности по левому ВЗ;
а2 - центробежное давление вихря по радиусам на элементы поверхности по правому ВЗ;
Ai - суммарное центробежное давление вихря на элементы поверхности по левому ВЗ;
А2 - суммарное центробежное давление вихря на элементы поверхности по правому ВЗ;
А - суммарное центробежное давление вихрей на элементы двух поверхностей
ДСКВ;
wi, w2 - направления и скорости вращения левого и правого вихрей.
Fig. 9 - воздействие на поверхности внешнего сжатия ДСКВ при низкой скорости сил трения, образующихся противоположно вращающимися вихрями (вид в фронтальной плоскости):
bi - силы трения вихря по касательным на элементы поверхности по левому ВЗ; Ь2 - силы трения вихря по касательным на элементы поверхности по правому ВЗ; Bi - суммарная сила трения вихря на элементы поверхности по левому ВЗ;
В2 - суммарная сила трения вихря на элементы поверхности по правому ВЗ;
В - суммарная сила трения вихрей на элементы двух поверхностей ДСКВ.
ЛУЧШИЙ ВАРИАНТ.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
Последовательность построения и определение размеров необходимого ДСИВ (Fig. 1) начинается с указания/определения минимальных диаметров поверхностей
внутреннего сжатия, которые зависят от диаметров каналов 8 (Fig. 4) и расположенных в них двигателей.
Следующий шаг - построение гипотетических конвергентных изоэнтропических параболоидов вращения 3 (Fig. 2) как основы построения передних кромок ВЗ 5 (Fig. 3); 7 (Fig. 4) поверхности внешнего сжатия 1 (Fig. 1), сопряженного с поверхностью внутреннего сжатия 2 (Fig. 1); 14 (Fig. 5); 19 (Fig. 7).
Кривизна и длина внутренней поверхности ВЗ (гипотетического конвергентного изоэнтропического параболоида вращения с сопряженной поверхностью внутреннего сжатия) определяется из величины расчетной/крейсерской сверхзвуковой скорости ЛА (например, 3 - 6 М). При этом площадь фронтальной проекции ДСКВ (двух ВЗ) должна максимально закрывать фронтальную проекцию торца корпуса ЛА. Радиусы передних кромок гипотетических параболоидов вращения (без заострения) равны расстояниям от носа ВЗ/ЛА до осей каналов.
величина перекрытия двух проекций передних кромок гипотетических параболоидов вращения 6 (Fig, 4) определяется, в том числе, из учета ширины ЛА.
Часть верхней половины кривой/линии пересечения двух параболоидов вращения 4 (Fig. 2) будет кромкой центрального продольного вертикального клинообразного ребра ДСКВ 9 (Fig. 4); 12 (Fig. 5); 16 (Fig. 7).
Кромки правого ВЗ и левого ВЗ строятся симметрично относительно вертикальной плоскости симметрии ЛА 10 (Fig. 4).
«верхняя» кромка 83, относительно плоскости ГПП 83 11 (Fig.4), строятся симметрично или несимметрично «нижней» кромки ВЗ. Возможный несимметричный вариант - верхняя часть поверхности внешнего сжатия имеет большую площадь - для
увеличения подъемной силы носовой части ЛА.
Кромки поверхности внешнего сжатия 5 (Fig. 3); 15 (Fig. 6) плавно сопрягаются с кромками поверхности внутреннего сжатия так, что угол наклона проекции кромок к направлению канала в плоскости ГПП ВЗ плавно увеличиваясь вдоль потока/канала в конечной нижней точке не превысил 90° (желательно - не более 60°}.
Нижняя поверхность ЛА в фронтальной проекции может не выступать за «нижнюю» часть поверхность ВЗ, повторяя форму проекций ее «нижней» части кромок 7 (Fig. 4). Если нижняя поверхность ЛА будет плоской, то ее фронтальная проекция должна совпадать с нижним плоским сопряжением (объединением в общий корпус) каналов/ВЗ 7 (Fig. 4).
В случае отсутствия фонаря кабины верхняя поверхность ЛА совпадает в фронтальной проекции с «верхней» частью проекции кромок ВЗ 7 (Fig. 4).
В случае наличия фонаря кабины, фронтальная проекция нижней части фонаря кабины может не возвышаться и четко совпадать с верхней частью проекции кромок или иметь некоторое возвышение над носом ЛА путем плавного сопряжения с помощью изогнутых или плоских панелей корпуса.
Если у ЛА будут использоваться два симметрично-зеркальных противоположно вращающихся двигателя, создающих на низких дозвуковых скоростях перед ДСКВ два параллельных горизонтальных противоположно вращающихся касающихся между собой вихря, с направлением вращения обоих вихрей в месте касания (вдоль
центрального продольного вертикального клинообразного ребра) вверх, то при низкой скорости (взлет-посадка) дополнительная подъемная сила носовой части ЛА
увеличится за счет воздействия вихрей на поверхности внешнего сжатия:
- суммарная центробежная сила давления на отдельно взятый (вдоль длины ВЗ) поперечный участок внешнего сжатая каждого 83, образующаяся при сложении сил центробежного давления вихря по радиусам вдоль поверхности перпендикулярно длине ВЗ - ai, а2 (Fig. 8), направлена по наклонной вверх и к центральной плоскости симметрии ЛА (левый ВЗ - Ai (Fig. 8) и правый ВЗ - А2 (Fig. 8)). Боковые составляющие этих сил будут взаимно компенсироваться, а вертикальные составляющие - складываться вверх -A (Fig. 8);
- суммарная сила трения на отдельно взятый (вдоль длины ВЗ) поперечный участок внешнего сжатия каждого ВЗ, образующаяся при сложении сил трения вихря по касательной вдоль поверхности перпендикулярно длине ВЗ - bi, b2 (Fig. 9), направлена по наклонной вверх и от центральной плоскости симметрии ЛА (левый ВЗ - Bi (Fig. 9) и правый ВЗ - В (Fig. 9)). Боковые составляющие этих сил будут взаимно
компенсироваться, а вертикальные составляющие - складываться вверх - В (Fig. 9).
ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬ.
ДСКВ предназначен для сверхзвуковых/гиперзвуковых ЛА с обеспечением:
минимизации лобового сопротивления корпуса, образования дополнительной подъемной силы носовой части ЛА для уменьшения скорости при взлете/посадке (уменьшения длины взлетно-посадочной полосы) и дополнительной стабилизации носовой части ЛА по крену.
Claims
1. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия, состоящий из участка внешнего сжатия в виде заостренной спереди по передней кромке носом дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности и участка внутреннего сжатия круглого сечения без центрального тела, отличающийся тем, что в двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник объединены скрепленные между собой в горизонтальной плоскости два зеркально идентичных параллельных воздухозаборника, каждый со своим каналом для двигателя, образующие в
продольной плоскости симметрии летательного аппарата в месте скрепления касающихся друг друга участков внешнего сжатия внутреннее центральное продольное вертикальное ребро в виде продольного клина формы «чайка» с положительным V с общим для обоих воздухозаборников заостренным носом в верхней центральной части двойного сверхзвукового конвергентного воздухозаборника.
2. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия по п. 1, отличающийся тем, что торцевая проекция передней части двойного сверхзвукового конвергентного воздухозаборника полностью закрывает торец корпуса летательного аппарата, за исключением фонаря кабины при его наличии, с ее сопряжением с носом и нижним сопряжением каналов воздухозаборников.
3. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия по п. 1, отличающийся тем, что внутреннее центральное продольное вертикальное ребро образуется по всей длине участков внешнего сжатия двух воздухозаборников.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138501 | 2018-10-31 | ||
| RU2018138501A RU2687437C1 (ru) | 2018-10-31 | 2018-10-31 | Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв) |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2020091629A1 true WO2020091629A1 (ru) | 2020-05-07 |
Family
ID=66578988
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2019/000763 WO2020091629A1 (ru) | 2018-10-31 | 2019-10-23 | Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв) |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2687437C1 (ru) |
| WO (1) | WO2020091629A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110304267B (zh) * | 2019-07-19 | 2020-08-11 | 中国人民解放军国防科技大学 | 高超声速飞行器设计方法及系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2171211C2 (ru) * | 1997-12-29 | 2001-07-27 | Медведев Владимир Тимофеевич | Самонастраивающийся воздухозаборник |
| US20070181743A1 (en) * | 2006-02-08 | 2007-08-09 | Lockheed Martin Corporation | Method for streamline traced external compression inlet |
| RU2343297C1 (ru) * | 2007-04-24 | 2009-01-10 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой воздухозаборник |
| RU2499739C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2013-11-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
-
2018
- 2018-10-31 RU RU2018138501A patent/RU2687437C1/ru active
-
2019
- 2019-10-23 WO PCT/RU2019/000763 patent/WO2020091629A1/ru active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2171211C2 (ru) * | 1997-12-29 | 2001-07-27 | Медведев Владимир Тимофеевич | Самонастраивающийся воздухозаборник |
| US20070181743A1 (en) * | 2006-02-08 | 2007-08-09 | Lockheed Martin Corporation | Method for streamline traced external compression inlet |
| RU2499739C2 (ru) * | 2006-10-12 | 2013-11-27 | Эйрион Корпорейшн | Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата |
| RU2343297C1 (ru) * | 2007-04-24 | 2009-01-10 | Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН (ИТПМ СО РАН) | Сверхзвуковой воздухозаборник |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113236424A (zh) * | 2021-06-22 | 2021-08-10 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
| CN113236424B (zh) * | 2021-06-22 | 2022-07-05 | 西安航天动力研究所 | 一种双下侧后置超声速进气道 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2687437C1 (ru) | 2019-05-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107521705B (zh) | 用于包括具有边界层吸入推进的发动机的飞行器的组件 | |
| US7967241B2 (en) | Supersonic aircraft jet engine installation | |
| US10967980B2 (en) | Turbine engine propelled airplane having an acoustic baffle | |
| US4722357A (en) | Gas turbine engine nacelle | |
| US10981659B2 (en) | Propulsion system using large scale vortex generators for flow redistribution and supersonic aircraft equipped with the propulsion system | |
| US2694357A (en) | Boundary layer energization for flush inlets | |
| WO2020091629A1 (ru) | Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв) | |
| US9938901B2 (en) | Attachment pylon for a turbine engine | |
| US11339716B2 (en) | Inertial particle separator for aircraft engine | |
| CN105822430B (zh) | 超音速尖脊进气道系统 | |
| US3583661A (en) | Air intake for turbojet aircraft engine | |
| EP0255796A2 (en) | Gas turbine outlet arrangement | |
| RU2670664C9 (ru) | Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета | |
| CN109899178A (zh) | 一种带预压缩式装置的高超声速进气道 | |
| US20050258307A1 (en) | Jet engine nacelle for a supersonic aircraft | |
| US2348252A (en) | Airfoil | |
| US20160144972A1 (en) | Blended Wing Body Boundary Layer Ingesting Inlet Design Integration | |
| KR102432889B1 (ko) | 패러글라이더 캐노피 및 이를 구비하는 패러글라이더 | |
| CN203740119U (zh) | 前掠翼布局的机翼缺口涡形成结构 | |
| RU2007331C1 (ru) | Носовая часть высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем | |
| Vinogradov et al. | CHOICE AND DESIGN OF A 3D FIXED-GEOMETRY INLET FOR A SMALL SUPERSONIC BUSINESS AIRCRAFT |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 19877860 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 19877860 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |