Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 SДУ (где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата). Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей.

Из уровня техники известно воздухозаборное устройство (патент США US 4378097 от 29.03.1983, МПК B64D 33/02), содержащее канал, расположенный внутри корпуса летательного аппарата, профилированную обечайку (наружное отверстие с входной кромкой), удлиненное углубление на наружной поверхности корпуса (лоток) с близкими к вертикальным боковыми стенками, дополнительные удлиненные углубления на наружной поверхности.

Недостатками воздухозаборного устройства являются существенные потери полного давления и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает негативное влияние на внутреннюю компоновку летательного аппарата.

Также из уровня техники известно воздухозаборное устройство ракеты Х-35 с отбором пограничного слоя корпуса в двигатель («Военная авиация», книга 2, издательство «Поппури», Минск, 1999 г., стр.327; журнал «Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра», №9, издательство «РОО «Техинформ», 2007 г., стр.41), наиболее близкое к предлагаемому изобретению и выбранное в качестве прототипа. Воздухозаборное устройство содержит обечайку с затуплением по передней кромке, внутренний криволинейный канал, и утопленный в фюзеляже лоток с боковыми стенками. Воздухозаборное устройство расположено в зоне развитого пограничного слоя; длина его канала составляет 4-5 DДУ.

Недостатками воздухозаборного устройства ракеты Х-35 являются существенные потери полного давления, и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает отрицательное влияние на внутреннюю компоновку ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение влияния воздухозаборного устройства двигательной установки летательного аппарата на внутреннюю компоновку летательного аппарата и обеспечение однородности потока в воздухозаборном устройстве, необходимой для устойчивой работы двигательной установки.

Задача решается за счет того, что малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток с боковыми стенками, утопленный в корпусе летательного аппарата, входную кромку, внутренний криволинейный канал, выполненный с длиной, равной 1-2 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), при этом входное отверстие имеет площадь 0,75-0,85 SДУ (где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки) выполнено круглой или эллиптической формы и расположено с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, входная кромка выполнена профилированной, а между поверхностью лотка и боковыми стенками, как и боковыми стенками и входной кромкой, выполнено сопряжение.

В частном случае осуществления изобретения задача решается за счет того, что на вогнутой поверхности внутренней стенки канала выполнена перфорация.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы воздухозаборного устройства и двигателя на маршевом участке полета летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема летательного аппарата, а также косвенно за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг.1 изображен вид сбоку на малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата в разрезе. Не относящаяся к воздухозаборному устройству часть летательного аппарата обозначена серым цветом.

На фиг.2 изображено малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата в изометрической проекции (перевернуто по вертикали).

На фиг.3 изображена часть вида сбоку на частный случай исполнения малогабаритного воздухозаборного устройства летательного аппарата в разрезе.

На фиг.1-3 обозначены следующие позиции:

1 - лоток;

2 - входная кромка;

3 - канал;

4 - входное отверстие;

5 - боковые стенки;

6 - плоскость входа;

7 - перфорация;

8 - отсек.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) расположено в нижней части корпуса летательного аппарата непосредственно перед двигательной установкой и состоит из лотка 1, утопленного в корпусе, профилированной входной кромки 2 входного отверстия воздухозаборного устройства, внутреннего криволинейного канала 3 переменной площади сечения.

Лоток 1 расположен перед входным отверстием 4 в канал 3 воздухозаборного устройства и выполнен шириной ~0,9 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), с углом наклона верхней поверхности φ, равным 18-19°, и с наклонными под углом γ к плоскости симметрии воздухозаборного устройства боковыми стенками 5. Угол γ составляет 15-25° (на фиг. не обозначен). Входное отверстие 4 имеет форму окружности, или приближенную к окружности, например, эллиптическую, и лежит в плоскости входа 6 воздухозаборного устройства, имеющей наклон к поперечной плоскости летательного аппарата под углом α, равным 25-30°. Площадь входного отверстия 4 составляет 0,75-0,85 SДУ, где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки.

Входная кромка 2, часть входа, расположенная напротив лотка 1 относительно оси канала 3, выполнена профилированной, в частности, с определенным радиусом скругления, который в каждом случае осуществления технического решения на практике определяется конкретным расчетом и/или опытным путем. Боковые стенки 5 воздухозаборного устройства выполнены сопряженными, как с лотком, так и с входной кромкой 2. Аналогично, характер и, в случае их наличия, радиусы сопряжения боковых стенок 5 в каждом случае осуществления технического решения на практике определяются конкретным расчетом и/или опытным путем. Различные конкретные методы расчета таких деталей формы воздухозаборного устройства, как форма профиля входной кромки 2 и характер сопряжения боковых стенок 5 с лотком 1 (обозначено буквой a) и входной кромкой 2 (обозначено буквой b), известны и не имеют прямого отношения к сущности изобретения.

Криволинейный канал 3 выполнен длиной 1, равной 1-2 DДУ (для справки: у прототипа и многих аналогичных решений длина канала составляет 4-5 DДУ), и с максимальным углом наклона оси канала 3 (к оси летательного аппарата) ψmax=25÷30° (для справки: у прототипа эта величина составляет 40°).

В некоторых случаях при эксплуатации летательного аппарата в канале 3 в вогнутой его части (для воздухозаборного устройства, изображенного на фигурах, эта часть является верхней) при определенных сочетаниях нескольких факторов, таких, как определенные значения угла атаки, угла скольжения, числа М, высоты полета летательного аппарата, температуры и влажности воздуха возникает зона пониженного давления (застойная зона), в которой, помимо этого, возникают обратные воздушные токи.

В частном случае исполнения изобретения в месте предполагаемого возникновения этой застойной зоны на вогнутой поверхности внутренней стенки канала 3 выполнена перфорация 7. Количество и размер отверстий зависят от расхода воздуха, расположение отверстий зависит от расположения области, и на практике для каждого конкретного случая исполнения изобретения количество, расположение и размер отверстий определяются конкретным расчетом и экспериментальным путем. Отверстия соединяют канал 3 с внутренней полостью отсека 8, в частности, двигательного.

Воздухозаборное устройство работает следующим образом:

При полете летательного аппарата происходит обтекание его корпуса набегающим воздушным потоком и, как следствие, формирование у поверхности корпуса пограничного слоя воздуха, который из-за возникновения трения между воздухом и корпусом движется относительно летательного аппарата медленнее, чем набегающий поток. Воздух, включая пограничный слой, попадает во входное отверстие 4 воздухозаборного устройства и по криволинейному каналу 3 поступает на вход в компрессор двигательной установки и участвует в сгорании горючего.

В частном случае исполнения изобретения при функционировании воздухозаборного устройства воздух из застойной зоны через перфорацию в стенке канала 3 поступает в отсек, тем самым уменьшая размеры застойной зоны и неравномерность потока. Поскольку скорость движения воздуха в застойной зоне невелика, между отсеком и застойной зоной обеспечивают значительный перепад давления. Из отсека забранный из канала 3 воздух выводят за пределы летательного аппарата.

Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата предназначено для применения в области авиации и ракетостроения, а именно для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с высокими дозвуковыми скоростями. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы и двигательной установки летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема, а также косвенно за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.

1. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата, содержащее лоток с боковыми стенками, утопленный в корпусе летательного аппарата, входную кромку, внутренний криволинейный канал, отличающееся тем, что канал выполнен с длиной, равной 1-2 DДУ (где DДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), входное отверстие имеет площадь 0,75-0,85 SДУ (где SДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), выполнено круглой или эллиптической формы и расположено с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, входная кромка выполнена профилированной, а между поверхностью лотка и боковыми стенками, как и боковыми стенками и входной кромкой, выполнено сопряжение.

2. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что на вогнутой поверхности внутренней стенки канала выполнена перфорация.



 

Похожие патенты:

Вертолет // 2499736
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборному узлу гондолы для двигателя летательного аппарата. Узел содержит воздухозаборную структуру, имеющую воздухозаборную кромку (7), и акустический кожух (5), который проходит вниз по потоку от этой воздухозаборной кромки (7) и выполнен с возможностью установки на неподвижном конструктивном элементе (2).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к панели для акустической обработки с соединительным элементом. Панель для акустической обработки включает в себя отражающий слой (50), ячеистую конструкцию (52) и акустически резистивную конструкцию (54), образующую аэродинамическую поверхность.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к панели ослабления волн, устанавливаемой между двигателем и воздухозаборником. Панель (66) ослабления воли содержит слой (68), находящийся в контакте с воздушным потоком (42), способным пропускать волну, распространение которой необходимо ограничить или предотвратить, также содержит одну ячеистую структуру (70) и отражающий или непроницаемый слой (72).

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к впускной заслонке воздухозаборника двигателя самолета. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. .

Изобретение относится к комбинации крыло-двигатель, имеющей крыло и двигатель, самолету с крылом, а также секции крыла самолета с канальной структурой отводимого от двигателя воздуха.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к передней кромке летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей гондолу (50), в которой размещается двигатель (52), причем гондола содержит внутреннюю стенку, ограничивающую трубопровод (54) с воздухозаборником (56) в передней части.

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток, входное отверстие, расположенное под наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, внутренний криволинейный канал, кок двигателя. Входное отверстие имеет площадь 0,6÷0,7 Sду (где Sду - площадь поперечного сечения двигательной установки), а канал выполнен с длиной, равной 1-2 Dду, (где Dду - диаметр двигательной установки летательного аппарата). В лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата выполнена щель для слива пограничного слоя набегающего потока. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения. Многофункциональный самолет содержит фюзеляж (1), консоли крыла (2), консоли цельноповоротного вертикального оперения (3), консоли цельноповоротного горизонтального оперения (4), фонарь кабины (5), горизонтальные кромки воздухозаборников двигателей (6), мелкоячеистые сетки, экранирующие устройства забора и выброса воздуха (7), боковые наклонные кромки воздухозаборников двигателей (8), устройство (9) уменьшения эффективной поверхности рассеяния (ЭПР) силовой установки и створки (10) отсека штанги дозаправки топливом в полете. Оптические датчики выполнены с возможностью поворота в неработающем состоянии тыльной стороной, с нанесенным на нее радиопоглощающем покрытием, в направлении облучающих РЛС. Антенные отсеки закрыты экранирующими диафрагмами. Плоскости антенн отклонены от вертикальной плоскости. В качестве антенн использованы конструкции агрегатов планера. Антенно-фидерная система выполнена на основе малоотражающих антенн в РЛ-диапазоне длин волн. Изобретение направлено на снижение величины РЛ-заметности. 5 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов, снабженных комбинированными силовыми установками. В воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, один из проточных трактов - центральный - состоит из двух каналов прямоугольного сечения, образованных двумя ступенчатыми горизонтальными клиньями торможения, двумя наружными плоскими обечайками и двумя внутренними перегородками, одновременно являющимися внутренними стенками двух боковых каналов полукруглого сечения другого проточного тракта, образованных двумя ступенчатыми конусами торможения и двумя наружными полукруглыми обечайками. Технический результат заключается в повышении надежности работы устройства. 4 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов. Устройство защиты двигателя ЛА содержит подвижную нижнюю панель, установленную в двух направляющих с фиксаторами воздухозаборника. Панель шарнирно соединена со штоком привода. Шток жестко закреплен на корпусе воздухозаборника. Достигается повышение эффективности устройства защиты двигателя. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу. Задние крылья выполняются так, что просасывание воздуха через жалюзи обеспечивается методом эжекции за счет всасывающего действия выхлопных газов через управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и зоной выхлопа. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое защитное устройство расположено на нижней части воздухозаборника и содержит способную к выдвижению подвижную нижнюю панель. На оси панели расположены две панельки, способные совершать колебательные движения относительно продольной оси нижней панели. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к малогабаритному воздухозаборному устройству для летательного аппарата. Малогабаритное воздухозаборное устройство летательного аппарата содержит лоток, утопленный в корпусе летательного аппарата, входное отверстие, расположенное с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 25-30°, внутренний криволинейный канал. Входное отверстие выполнено с площадью 0,75-0,85 SДУ, внутренний криволинейный канал - с длиной, равной 1-2 DДУ. Технический результат заключается в обеспечении устойчивости работы двигательной установки летательного аппарата и улучшении компоновочных характеристик летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Наверх