Воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата



Воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата
Воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата

Владельцы патента RU 2522661:

Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (RU)

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 авиационной технике, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов (ЛА), снабженных комбинированными силовыми установками.

Носовая часть гиперзвукового ЛА образует воздухозаборное устройство (ВЗУ) двигателя. Движение (полет) с числами Маха Мн=6÷10 сопровождается изменением физических свойств воздуха, поступающего в воздухозаборник. Термодинамические свойства воздуха зависят от параметров набегающего потока, поэтому расчетные характеристики гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя будут справедливы только для определенной траектории полета. Выбор геометрии ВЗУ - задача сложная. Ряд условий на геометрию ВЗУ накладывают требования общей компоновки ЛА, его устойчивость, управляемость и т.д., поскольку ВЗУ является передней частью конструкции фюзеляжа. В случае большого диапазона чисел Мн полета (Мн>10) целесообразно геометрическое регулирование ВЗУ. Силовая схема конструкции ВЗУ определяется общей силовой схемой фюзеляжа ЛА. В зависимости от компоновки ЛА ВЗУ может быть плоским, осесимметричным или полукруглым. За счет изменения угла наклона участков клина торможения ВЗУ относительно набегающего потока 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.

Известен патент РФ №1805616 (прототип) «Плоский многорежимный воздухозаборник комбинированной силовой установки гиперзвукового летательного аппарата», в котором воздухозаборник (ВЗ) содержит горизонтальный клин с устройством для регулирования поверхностей торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, которая образует внутренний канал, в котором установлен турбореактивный двигатель, и наружный канал, в котором установлен прямоточный воздушно реактивный двигатель. Для упрощения конструкции и повышения надежности работы ВЗ устройство для регулирования поверхностей торможения выполнено общим для обоих каналов и снабжено поворотной задней панелью с приводом. При этом обеспечивается возможность регулирования проходного сечения внутреннего канала до полного его перекрытия. Передняя панель ВЗ снабжена собственным приводом и соединена дополнительным приводом со средней панелью, а средняя панель с дополнительной выдвижной панелью с приводом обеспечивает возможность перекрытия наружного канала.

Однако предложенное устройство имеет следующие недостатки:

- наличие общей поверхности торможения для обоих каналов (внутреннего и наружного) не может обеспечить максимальных газодинамических характеристик разделяемых потоков воздуха;

- устройство регулирования поверхностей торможения с приводами значительно усложняют конструкцию и, как следствие, снижает надежность;

- возникает сложность для регулирования расходов между внутренним и наружным каналами.

Задачей предлагаемого изобретения является создание воздухозаборного устройства силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, позволяющего разделять поток натекающего воздуха на два потока с заданным соотношением массовых расходов воздуха и требуемым дозвуковым или сверхзвуковым течением, с одновременным повышением надежности его работы и увеличения ресурса работы.

Поставленная задача решается за счет того, что в воздухозаборном устройстве силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащем ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, центральный проточный тракт 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.

Разделение натекающего потока воздуха в предлагаемом устройстве достигается за счет объединения двух плоских ВЗ с клиньями торможения и наружными плоскими обечайками (один центральный проточный тракт) и двух полукруглых ВЗ с конусами торможения и наружными полукруглыми обечайками (другой проточный тракт). При этом одна часть натекающего воздушного потока поступает в тракт прямоугольного сечения, а другая часть - в тракт с полукруглыми сечениями. Исключение взаимного влияния друг на друга, разделяемых потоков воздуха, достигается за счет использования разделительных перегородок. В зависимости от типа применяемой силовой установки в трактах устанавливается дозвуковой или сверхзвуковой режим течения воздуха. Газодинамические характеристики течения в каждом тракте зависят от конфигурации поверхностей торможения (клиньев и конусов) каждого из ВЗ. Соотношение массовых расходов воздуха, поступающих в проточные тракты, регулируется путем изменения ширины плоских ВЗ. Отказ от наличия общей поверхности торможения для обоих трактов (внутреннего и наружного каналов в прототипе) позволяет обеспечить максимальные газодинамические характеристики разделяемых потоков воздуха. Исключение из ВЗУ устройства регулирования поверхностей торможения с приводами (прототип) значительно упрощает конструкцию ВЗУ, повышает надежность и увеличивает ресурс работы.

В целях упрощения процесса проектирования и отработки устройства имеется возможность на начальном этапе проектирования использовать обширный экспериментальный задел по плоским и полукруглым воздухозаборным устройствам.

Предложенное воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата поясняется представленными чертежами на Фиг.1 и Фиг.2.

На Фиг.1 изображена изометрия воздухозаборного устройства силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, на Фиг.2 - проекция переднего вида устройства силовой установки гиперзвукового летательного аппарата и формы сечения в вертикальной А-А и горизонтальной Б-Б плоскостях.

Воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата (Фиг.1, Фиг.2) включает в себя два горизонтальных клина торможения 1 с наружными плоскими обечайками 2, два конуса торможения 3 с наружными полукруглыми обечайками 4, разделительные перегородки 5, два канала прямоугольного сечения 6 и два канала полукруглого сечения 7.

Работа комбинированного воздухозаборного устройства силовой установки гиперзвукового летательного аппарата осуществляется следующим образом. На расчетном режиме при заданной скорости и высоте полета воздушный поток натекает на ступенчатые клинья 1 и ступенчатые конусы 3. От каждого излома ступенчатого клина торможения 1 отходит косой скачок уплотнения и фокусируется на передней кромке наружной плоской обечайки 2 устройства, образуя центральный проточный тракт 6, состоящий из двух каналов прямоугольного сечения. От каждого излома ступенчатого конуса торможения 3 отходит косой скачок уплотнения и фокусируется на передней кромке наружной полукруглой обечайки 4 устройства, образуя другой проточный тракт 7, состоящий из двух каналов полукруглого сечения. Конфигурация клиньев и конусов торможения определяется тем, какие газодинамические характеристики потоков воздуха требуется получить. Разделительные перегородки 5 исключают взаимное влияние набегающих потоков в различных частях воздухозаборного устройства. При расчетном гидравлическом сопротивлении одного или обоих проточных трактов в них может располагаться замыкающий прямой скачок уплотнения, за которым устанавливается дозвуковая скорость потока, либо сохраняется сверхзвуковое течение. Соотношение массовых расходов воздуха протекающих через тракт прямоугольного сечения и тракт полукруглых сечений может регулироваться путем изменения ширины клиньев торможения 1 и наружных плоских обечаек 2.

Предложенное изобретение может использоваться для формирования двух потоков как для одного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, так и для двух различных воздушных двигателей.

Воздухозаборное устройство силовой установки гиперзвукового летательного аппарата, содержащее ступенчатый горизонтальный клин торможения, наружную обечайку и внутреннюю перегородку, образующие два проточных тракта, отличающееся тем, что центральный проточный тракт 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23). Узел (А) воздухозаборника содержит конструкцию (1) воздухозаборника, которая имеет кромку (7) воздухозаборника и звукопоглощающий кожух (11), расположенный между указанной кромкой (7) воздухозаборника и верхним по потоку краем указанной обшивки (25). Указанный кожух (11) соединен с корпусом (23) вентилятора только за счет того, что он вставлен в корпус (23) вентилятора. Достигается снижение веса звукопоглощающего кожуха и всей силовой установки, облегчается техническое обслуживание и ремонт. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих поверхностей летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит прикреплённый к фюзеляжу каркас, верхние и нижние аэродинамические поверхности, имеющие в стенках отверстия для входа воздуха в ограниченные стенками полости, сообщающиеся с полостями реактивные двигатели, элементы отклонения воздушных потоков. Верхние и нижние аэродинамические поверхности выполнены плоскими, сходящимися под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, а реактивные сопла двигателей расположены в линию с образованием щели. Верхняя аэродинамическая поверхность расположена горизонтально, а нижняя аэродинамическая поверхность - наклонно. Отверстия в стенках имеют разный размер со стороны верхней и нижней аэродинамической поверхности. Достигается уменьшение аэродинамического сопротивления крыла и увеличение его подъемной силы. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя характеризуется тем, что нижняя панель выполнена с относительной длиной , с относительной шириной и способна к перемещению на относительную длину своего выдвижения , равную от 0,6 до 0,3, при пропорциональном изменении относительной высоты расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома от 0,8 до 1,25. Нижняя панель установлена под углом α=15°-35° относительно оси передней кромки воздухозаборника и имеет в задней части панельку, расположенную на относительной длине , способную совершать возвратно-поступательное перемещение с периодом колебаний Т=2,0-5,0 с, где λ - длина выдвижения нижней панели, м; l - длина нижней панели, м; b - ширина нижней панели, м; с - длина панельки, м; Н - высота расположения нижней кромки воздухозаборника от поверхности аэродрома, м; - эквивалентный диаметр входа в воздухозаборник, м; А - высота воздухозаборника, м; В - ширина воздухозаборника, м. Техническим результатом является повышение эффективности бортового устройства защиты двигателя от попадания посторонних предметов на всех режимах работы на земле посредством уменьшения интенсивности вихреобразования перед воздухозаборником и щитовой защитой от попадания посторонних предметов в его тракт. 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Фюзеляж летательного аппарата содержит носовую часть с кабиной управления и передним шасси, серединную часть с элементами крепления крыльев, хвостовую часть с реактивным двигателем и оперением. Между серединной и хвостовой частями установлены соединительное звено и изогнутая по дуге решетчатая ферма, площадь решетки которой больше площади всасывающего сопла реактивного двигателя. Соединительное звено выполнено полнотелым/пустотелым. Через соединительное звено проложены трубопроводы, электрические кабели для обеспечения работы реактивного двигателя и поворотных элементов оперения. Изобретение направлено на повышение безопасности летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 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. В задней части нижней панели расположены две панельки, способные совершать возвратно-поступательные перемещения в противоположном друг к другу направлении. Достигается повышение эффективности бортового защитного устройства двигателя от попадания посторонних предметов. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к летательным аппаратам с корпусом и фюзеляжем в виде крыла. Летательный аппарат содержит, по меньшей мере, один канал для тягового потока, проходящий сквозь корпус от направленного вперед воздухозаборника на поверхности корпуса через реактивный двигатель к реактивному соплу на поверхности корпуса. Реактивный двигатель, по меньшей мере, частично расположен перед воздухозаборником. Воздухозаборник имеет изогнутые участки для подачи тягового потока к двигателю. Достигается понижение вероятности обнаружения летательного аппарата. 10 з.п. ф-лы, 10 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2014-07-20 2014-07-20T17:29:18
Наверх