RU2018468C1

RU2018468C1 - Плоский регулируемый подфюзеляжный воздухозаборник для летательного аппарата

Info

Publication number: RU2018468C1
Authority: RU
Inventors: Ю.А. Рогожкин; И.М. Лукоянов; С.Н. Притуманов
Original assignee: Научно-производственное внедренческое объединение "Пламя"
Priority date: 1992-07-14
Filing date: 1992-07-14
Publication date: 1994-08-30

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам летательного аппарата. Плоский регулируемый подфюзеляжный воздухозаборник летательного аппарата содержит сверхзвуковую часть с основным клином торможения изменяемой геометрии, состоящим из отдельных плоских подвижных участков, подвижно соединенных между собой. Первый участок клина торможения соединен передним концом с фюзеляжем с возможностью вращения при помощи шарнирного соединения, не соединен со вторым участком клина торможения и установлен с возможностью прилегания к стенке фюзеляжа, второй и третий участки клина установлены с возможностью совместного /как единое целое/ вращения относительно соединения между третьим и четвертым участками. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области двигательных установок для летательных аппаратов (ЛА), в частности к плоским многоскачковым подфюзеляжным воздухозаборникам (ВЗ) комбинированных воздушно-реактивных двигательных установок на основе прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) для ЛА, совершающего полеты в широком диапазоне чисел М полета (М=0-6).

Известен плоский регулируемый подфюзеляжный воздухозаборник для летательного аппарата с воздушно-реактивной двигательной установкой, содержащий сверхзвуковую часть, обечайку и клин торможения (КТ) изменяемой геометрии, головная часть которого соединена с фюзеляжем, а сама поверхность торможения состоит из отдельных участков, подвижно соединенных между собой. Участки КТ могут изменять свой угол наклона относительно набегающего потока и устанавливаться в заданные положения, за счет чего регулируется расход воздуха, поступающего в двигатель. Клин устанавливает не только размеры канала для потока воздуха, но и определяет границы зоны, объем которой изменяется в зависимости от положения клина.

Расчетное число М_р такого воздухозаборника при регулировании не изменяется и в случае применения рассмотренного воздухозаборника на ЛА с широким диапазоном чисел М полета (М=0-6) придется выбирать расчетное число М_р, близким к максимальной границе диапазона (в пределах М_р=5-5,5). Тогда при М полета <М_р происходит растекание сверхзвукового потока перед плоскостью входа в воздухозаборник. Чем больше разница между числами М полета и М_р, тем значительнее растекание и тем меньше φ_н. Соответственно растет и волновое сопротивление воздухозаборника.

Целью изобретения является повышение при небольших сверхзвуковых числах М полета величины коэффициента расхода плоского регулируемого подфюзеляжного воздухозаборника комбинированной воздушно-реактивной двигательной установки летательного аппарата с широким диапазоном чисел М полета = 0-6 при одновременном уменьшении волнового сопротивления воздухозаборника по жидкой линии тока и аэродинамического сопротивления дна ЛА.

Техническая задача решается за счет того, что в воздухозаборнике, содержащем сверхзвуковую часть с клином торможения изменяемой геометрии, состоящего из отдельных подвижных участков, обечайку и дозвуковую часть, имеется дополнительная сверхзвуковая часть с собственным дополнительным клином торможения изменяемой геометрии, состоящим из отдельных подвижных участков. Первый участок основного клина, соединенный с фюзеляжем, установлен с возможностью разъединения с вторым участком и прилегания к фюзеляжу. Дополнительная сверхзвуковая часть с дополнительным клином торможения, дополнительная обечайка расположены между основным клином и фюзеляжем. Между профилированной стенкой фюзеляжа и дополнительной обечайкой предусмотрен отводной канал.

Наличие дополнительных элементов: сверхзвуковой части с клином торможения, обечайки и отводного канала, а также возможности изменения взаимного расположения отдельных участков основного и дополнительного клиньев, позволяет на время полета ЛА на небольших сверхзвуковых числах М преобразовать исходный (базовый) воздухозаборник с одной сверхзвуковой частью и числом М_р, близким к М_мах в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями, спрофилированными на числа М_р1 и М_р2соответственно. Такое преобразование воздухозаборника увеличивает суммарную площадь поперечного сечения струи набегающего воздушного потока, входящей в воздухозаборник при всех числах М полета в поддиапазоне небольших чисел М, т.е. увеличивает коэффициент расхода воздухозаборника φ_н и соответственно уменьшает волновое сопротивление воздухозаборника. При этом часть набегающего воздушного потока, не входящая в дополнительную сверхзвуковую часть воздухозаборника, проходит через отводной канал в зону выходного сечения сопла, что уменьшает аэродинамическое сопротивление дна ЛА.

На фиг. 1 изображен базовый (исходный) воздухозаборник с одной сверхзвуковой частью и числом М_p, близким к М_мах; на фиг. 2 - воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями, спрофилированными на числа М_р1 и М_р2 соответственно.

Воздухозаборник содержит сверхзвуковую часть 1 с основным клином торможения (КТ) изменяемой геометрии 2, состоящим из отдельных плоских подвижных участков 3, 4, 5, 6, связанных между собой подвижными соединениями. Первый участок 3 КТ соединен передним концом с фюзеляжем 7 с возможностью вращения с помощью, например, шарнирного соединения 8 и может занимать по углу наклона два положения: σ₁= 8^о (фиг. 1) или σ ₁=-3^о (фиг. 2), не соединен со вторым участком 4 КТ, и установлен с возможностью прилегания к стенке 9 фюзеляжа 7 (фиг. 2). Участки 4, 5 основного клина 2 установлены с возможностью совместного (как единое целое) вращения относительно соединения 10 между участками 5 и 6 и могут занимать по углу наклона два положения σ₂= 16^о, σ ₃=24^о (фиг. 1) или σ₂=8^о, σ ₃=16^о (фиг. 2). Участок 6 установлен с возможностью плавного вращения относительно соединения 10.

Воздухозаборник имеет также основную дозвуковую часть 11, в которой расположена панель 12, установленная с возможностью вращения относительно соединения 13, и обечайку 14.

В свободной зоне между клином торможения 2 (между участками 3, 4, 5, 6) с одной стороны и фюзеляжем 7 ЛА с другой, размещены дополнительная сверхзвуковая часть 5 с дополнительным клином торможения изменяемой геометрии 16, состоящим из отдельных плоских подвижных участков 17, 18, 19, и дополнительная дозвуковая часть 20 с панелью 21 и дополнительная обечайка 22. Между профилированной стенкой фюзеляжа 23 и дополнительной обечайкой 22 образован отводной канал 24. Первый участок 17 дополнительного клина торможения 16 расположен на тыльной стороне участка 4 КТ 1 горизонтально (фиг. 1) и жестко связан с ним. Участок 18 дополнительного КТ имеет угол наклона σ₅=16^о (фиг. 1, 2) и установлен стационарно. Участок 19 установлен с возможностью плавного вращения относительно соединения 25, а панель 21 - с возможностью вращения относительно соединения 26. Дополнительная сверхзвуковая часть 15 и дополнительная обечайка 22 спрофилированы на М_р1=3.

Воздухозаборник работает следующим образом.

Предварительно перед полетом ЛА в поддиапазоне небольших чисел М производится преобразование воздухозаборника с одной сверхзвуковой частью 1 в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями 1 и 15. Воздухозаборник после преобразования изображен на фиг. 2. Преобразование воздухозаборника проводится путем изменения углов наклона подвижных участков клиньев торможения: участка 3 с σ₁=8^о на σ₁=-3^о; участка 4 с σ₂=16^о на σ ₂=8^о; участка 5 с σ₃= 24^о на σ ₃=16^о. При этом участок 17 дополнительного клина торможения 16 занимает рабочее положение с углом наклона σ₇=8^о. Углы наклона участков 6 и 9 вращением относительно соединений 10 и 25 соответственно устанавливаются на начальное значение σ₄=δ₆=16^о, совпадающее со значением предыдущих участков 5 и 18.

Как видно из фиг. 2, в результате проведения описанных операций базовый воздухозаборник преобразовывается в воздухозаборник с двумя сверхзвуковыми частями 1 и 15 с соответствующими клиньями торможения 2 и 16 измененной геометрией, т.е. состоят из 2 участков с углами наклона 8^ои 16^о. По мере разгона ЛА и нарастания чисел М полета при вращении участков 6 и 19 образуются третьи участки, которые формируют соответствующие скачки уплотнения, фокусируемые на кромках обечаек 14 и 22. Дополнительный КТ 16 отклоняет набегающий сверхзвуковой поток в сторону, к фюзеляжу, и может профилироваться на любое число М_р1. Как упоминалось выше для данного воздухозаборника выбрано М_р1= 3. При числах М полета <М_р1=3 коэффициент расхода дополнительной сверхзвуковой части 15 φ_н1<1. В связи с этим часть потока, не входящая в воздухозаборник, перепускается через отводной канал 24 на дно ЛА, уменьшая тем самым донное сопротивление. Основной клин торможения 2 отклоняет набегающий сверхзвуковой поток в сторону, от фюзеляжа. Величина расчетного числа М_р2 основной сверхзвуковой части 1 частично зависит от расчетного числа М_р базового воздухозаборника. После преобразования данного базового воздухозаборника получено М_р2=3,5. При числах М полета <М_р2 коэффициент расхода основной сверхзвуковой части 1 φ_н2<1 и часть потока, не входящая в воздухозаборник, перепускается во внешний поток. При числах М полета близким к М_р1 и М_р2 φ_н1≈ 1 и φ_н2≈ 1. Сравнивая коэффициенты расходов рассматриваемого воздухозаборника в преобразованном виде и воздухозаборника с М_р=5-5,5, принятого за прототип, в поддиапазоне небольших чисел М видно, что так как М_р1 и М_р2 меньше, чем М_р прототипа, то
φ_н1 + φ_н2 >φ_н где φ_н - коэффициент расхода воздухозаборника, принятого за прототип.

Соответственно будет меньше и волновое сопротивление по жидкой линии.

Для использования рассматриваемого воздухозаборника в поддиапазоне больших чисел М полета необходимо провести обратное преобразование воздухозаборника к виду, изображенному на фиг. 1, путем обратного изменения углов наклона участков клина торможения: участок 3 с σ₁=-3^она σ₁=8^о; участок 4 с σ₂=8^о на σ ₃=16^о; участок 5 с σ₃=16^о на σ ₃=24^о.

Claims

ПЛОСКИЙ РЕГУЛИРУЕМЫЙ ПОДФЮЗЕЛЯЖНЫЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИК ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащий сверхзвуковую часть с клином торможения изменяемой геометрии, состоящим из отдельных подвижных участков, обечайку и дозвуковую часть, отличающийся тем, что он содержит основной и дополнительный клинья торможения, первый участок основного клина торможения, соединенный с фюзеляжем, установлен с возможностью прилегания к фюзеляжу, в зоне между основным клином торможения и фюзеляжем размещены дополнительная сверхзвуковая часть с дополнительным клином торможения изменяемой геометрии, состоящим из отдельных подвижных участков, дополнительная обечайка, дозвуковая часть и отводной канал, образованный профилированной стенкой фюзеляжа и дополнительной обечайкой.