ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIR INTAKE POWER UNIT DEVICE OF HYPERSONIC AIRCRAFT

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.