Устройство для фиксации скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке

 

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом при сверхзвуковых скоростях полета. Устройство для фиксации скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке состоит из сопла с дозвуковым и сверхзвуковым участками. Дозвуковой участок выполнен в виде цилиндра, а сверхзвуковой - в виде призмы, сечение которой в носовой части треугольной формы, а в кормовой - круглое, причем угол полуклина призмы составляет 12 - 30°. Изобретение позволяет повысить эффективность устройства. 5 ил.

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом при сверхзвуковых скоростях его полета, в частности для фиксации скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке.

Известно устройство для фиксации скачков уплотнения, состоящее из сопла, включающего дозвуковой и сверхзвуковой участки. Сечения участков имеют треугольную форму и направлены клином навстречу потоку. Угол полуклина составляет 5-10о.

Недостатком данного устройства является ограниченная возможность повышения эффективности фиксации скачков уплотнения на жидком клине, образуемом истекающей струей, предельная степень нерасчетности nпр для звукового сопла (Мс= 1) составляет nпр= 12,5 и nпр=1 для сверхзвукового сопла (Мс=2,9). В пределах угла =5 и 10о при n nкр получена фиксация скачков на клинообразной струе и соответственно безотрывное течение перед струей. При увеличении угла 10-12о устройство не работает, картина течения соответствует случаю выдува из круглого сопла с образованием развитой отрывной зоны перед струей.

Задачей изобретения является повышение эффективности устройства.

Задача решается тем, что в устройстве для фиксации скачков уплотнения, содержащем сопло, состоящее из дозвукового и сверхзвукового участков, дозвуковой участок выполнен цилиндрическим, а сверхзвуковой - в виде призмы, сечение которой в носовой части в виде треугольника, а в кормовой - круглое, причем угол полуклина призмы составляет 12-30о.

На фиг. 1 изображена схема устройства для фиксации скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке, скорость которого характеризуется числом М; на фиг. 2 - вид по стрелке А на фиг. 1; на фиг. 3 - схема течения; на фиг. 4 - зависимость предельных углов полуклина =f(М1), обеспечивающих работу устройства при <I; на фиг. 5 - зависимость коэффициента донного давления для сопла с внезапным расширением от относительной площади расширения канала = .

Устройство для фиксации скачков уплотнения в сверхзвуковом потоке состоит из сопла 1, включающего дозвуковой 2 и сверхзвуковой 3 участки (фиг. 1). Дозвуковой 2 участок выполнен в сечении круглым с диаметром d и площадью сечения Fкр, а сверхзвуковой 3 - в виде призмы, носовая часть которой в сечении имеет треугольную форму, а кормовая - круглая, диаметром Dc, суммарной площадью сечения > 1,0, т.е. образуется канал с внезапным расширением. Длина канала составляет l /2,5-3/h, где высота канала h = .

Угол полуклина призмы составляет 12-30о и выбирается по экспериментальной зависимости I =f(М1) из условия < I (фиг. 4). Площадь расширения канала выбирается в зависимости от приведенного давления выдува струи ( ) по экспериментальным зависимостям (фиг. 5) = f , x , где значение xc=1,25-1,667 зависит от состава газа выдуваемой струи, из условия 0,35-0,4 . Давление потока Р2 за косым скачком уплотнения определяется по соотношению P2/P1= sin2 M21 - , где угол скачка определяется по числу М, потоку и углу по таблицам для плоских течений.

Устройство устанавливается в стенке, обтекаемой сверхзвуковым потоком (боковая поверхность летательного аппарата, стенка камеры сгорания и т.п.).

Устройство работает следующим образом. При выдуве струи через такое сопло 1 она расширяется в сверхзвуковом участке 3 до давления Рс, примерно равного давлению Р2 в потоке, т.е. из канала 3 вытекает уже расчетная струя клиновидной формы сечения без дальнейшего расширения в потоке. В сверхзвуковом потоке, обтекающем струю как клиновидное препятствие, образуются косые скачки уплотнения 4, которые при угле полуклина < I фиксированы на носке этого препятствия. Это исключает образование перед струей свободной отрывной зоны.

При угле полуклина > I на поверхности под скачком уплотнения 4 образуются отрывные зоны, которые затем распространяются в зону перед струей, и устройство становится неэффективным.

Применение такого сопла благодаря отсутствию отрывной зоны расширяет эффективность создания управляющих усилий при больших давлениях вдува струи (Р=100-500 атм), а также на углах атаки I10о.

Формула изобретения

УСТРОЙСТВО ДЛЯ ФИКСАЦИИ СКАЧКОВ УПЛОТНЕНИЯ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ, содержащее сопло, включающее дозвуковой и сверхзвуковой участки, отличающееся тем, что дозвуковой участок выполнен цилиндрическим, а сверхзвуковой - в виде призмы, сечение которой в носовой части в виде треугольника, а в кормовой - круглое, причем угол полуклина призмы составляет 12 30o.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к авиационным приборам

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам измерения аэродинамических углов, и предназначено для измерения угла атаки летательного аппарата

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для снижения сопротивления при движении тела в воздушной среде
Изобретение относится к авиационным приборам, определяющим положение объекта относительно встречного потока воздуха, и может быть использовано на летательных аппаратах для измерения угла атаки или скольжения, а также при аэродинамических исследованиях
Изобретение относится к области авиаприборостроения, в частности к устройствам, определяющим положение объекта относительно встречного потока воздуха, и может быть использовано на летательных аппаратах для изменения угла атаки или скольжения, а также при аэродинамических исследованиях
Изобретение относится к авиаприборостроению, в частности к приборам, определяющим положение продольной оси летательного аппарата относительно встречного потока воздуха

Изобретение относится к вычислительной технике, в частности к устройствам, определяющим положение объекта относительно встречного потока воздуха, и может быть использовано на летательных аппаратах

Изобретение относится к авиационной, космической технике и может быть использовано при создании новых видов летательных аппаратов, предназначенных для полета со сверхзвуковыми скоростями как у поверхности Земли, так и на высоте до 150 км

Изобретение относится к автомобилестроению, судостроению и авиастроению, касаясь создания устройств, улучшающих аэро(гидро)динамические качества наземных, водных и воздушных транспортных средств

Изобретение относится к воздухоплаванию и касается создания летательных аппаратов с аварийными средствами спасения и средствами увеличения подъемной силы

Вертолет // 2246426
Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах

Изобретение относится к области создания подъемной силы, тяги и нагнетания в воздушной среде

Изобретение относится к технике для движения в воздушной среде с дозвуковой скоростью, в частности к дозвуковым летательным аппаратам, скоростным судам, поездам и автомобилям

Изобретение относится к авиации и водному транспорту и касается управления воздушными, надводными и подводными судами посредством гидродинамического эффекта для создания потенциала по поверхности судов

Изобретение относится к областям авиадвигателестроения и самолетостроения

Изобретение относится к авиационной технике, к легкомоторным самолетам

Изобретение относится к области управления летательным аппаратом при сверхзвуковых скоростях полета

Наверх