Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник
SUPERSONIC UNREGULATED AIR INTAKE

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Преимущественной областью применения изобретения для силовых установок являются ЛА с максимальным числом Маха не более 2-х, а для систем ЛА - с числом Маха не более 3-х.
Создание малозаметного в радиолокационном-диапазоне (РЛ) летательного аппарата (ЛА) подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА. Для достижения желаемого результата все кромки воздухозаборника должны иметь стреловидность, лежать в одной плоскости и быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не должно быть щели для слива пограничного слоя. Создание такого нерегулируемого воздухозаборника, обладающего устойчивой работой и необходимыми внутренними характеристиками во всем диапазоне чисел Маха применения сверхзвукового самолета, является нетривиальной задачей.
Известен воздухозаборник с плоскостью входа, перпендикулярной набегающему потоку, у которого отсутствует тело для торможения потока в косых скачках уплотнения. Торможение в таком воздухозаборнике на сверхзвуковых скоростях полета осуществляется в прямом скачке уплотнения, расположенном перед входом в воздухозаборник (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателей, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259). Недостатком такого воздухозаборника является неприемлемое ухудшение его внутренних характеристик при увеличении числа М>1.5, а также отсутствие стреловидности у кромок входа воздухозаборника, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.
Известен также плоский (двухмерный) воздухозаборник внешнего сжатия, в котором поток тормозится в серии косых скачков уплотнения и замыкающем прямом скачке уплотнения. В этом случае в качестве тела торможения применяется многоступенчатый клин, а косые скачки уплотнения фокусируются вблизи обечайки (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателе, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259).
К недостаткам этого воздухозаборника можно отнести отсутствие стреловидности у кромки клина торможения и обечайки, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.
При размещении указанных воздухозаборников на поверхности летательного аппарата их общим недостатком является необходимость применения щели слива между воздухозаборником и поверхностью летательного аппарата для исключения попадания пограничного слоя с упомянутой поверхности в воздухозаборник. Отсутствие щели слива в данном случае приводит к ухудшению внутренних характеристик воздухозаборника, а ее наличие - к повышению РЛ-заметности летательного аппарата.
Из уровня техники также известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник (US 5749542 А, 12.05.1998), размещенный сбоку от фюзеляжа или под крылом ЛА, состоящий из обечайки, кромки которой образуют вход в канал и имеют стреловидность, горла и дозвукового диффузора. Вход выполнен на виде спереди непрямоугольным и расположен непосредственно на поверхности ЛА. Воздухозаборник перед входом имеет тело торможения сложной формы, которая позволяет отклонить пограничный слой и исключить его попадание в канал воздухозаборника.
Данный воздухозаборник был взят в качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению.
Недостатком наиболее близкого аналога является наличие тела торможения, расположенного перед воздухозаборником, что приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА и усложняет формообразование его поверхности.
Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.
Техническим результатом заявленного изобретения является:
- обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины;
- обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0;
- снижение РЛ-заметности ЛА.
Снижение РЛ-заметности ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА.
Наличие тела торможения перед входом в воздухозаборник, как в наиболее близком аналоге, приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА. В заявленном изобретении за счет конструкции воздухозаборника отпала необходимость использования тела торможения, обеспечивающего торможение воздуха в скачках уплотнения.
В заявленном воздухозаборнике все кромки обечайки имеют стреловидность, лежат в одной плоскости и могут быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.
Заявленный технический результат достигается сверхзвуковым нерегулируемым воздухозаборником, содержащим входную часть, расположенную непосредственно на поверхности ЛА, горло и дозвуковой диффузор. Входная часть образована обечайкой и поверхностью ЛА. Обечайка включает в себя кромки, которые совместно с поверхностью ЛА образуют непосредственно вход воздухозаборника. Кромки имеют стреловидность и лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности ЛА. На виде спереди вход воздухозаборника имеет непрямоугольную форму и выполнен площадью, позволяющей иметь на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы с перепуском во внешний поток воздуха из пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, в окрестности одной из двух или обоих точек сочленения кромок обечайки воздухозаборника и поверхности ЛА, при этом на сверхзвуковых режимах полета перепуск воздуха осуществляется через отрыв потока с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника на виде спереди.
Воздухозаборник может быть снабжен по меньшей мере одной перегородкой на входе для образования каналов различных потребителей воздуха (системы кондиционирования воздуха, системы охлаждения и др.).
Для адаптации под местное направление потока обечайка может быть выполнена с поднутрением.
В кромках обечайки, примыкающих к поверхности ЛА, могут быть выполнены вырезы для расширения диапазона устойчивой работы воздухозаборника.
В обечайке также могут быть выполнены отверстия произвольной формы, также обеспечивающие расширение диапазона устойчивой работы воздухозаборника.
На поверхности ЛА в области входа воздухозаборника отсутствует какое-либо тело торможения потока, функция которого компенсируется ориентацией плоскости входа под острым углом к поверхности ЛА и выполнением входа воздухозаборника такой площадью (на виде спереди), которая обеспечивает на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха f<1 с отрывом пограничного слоя на сверхзвуковом режиме полета в области входа и образованием косого и прямого скачков уплотнения.
Выполнение всех кромок входа стреловидными и отсутствие прямых углов в местах их сочленения между собой и местах их сочленения с поверхностью ЛА (выполнение входа непрямоугольной формы на виде спереди), а также отсутствие на поверхности ЛА тела торможения потока позволяет снизить РЛ-заметность ЛА.
Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:
На фиг. 1 показан общий вид сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника на примере осуществления.
На фиг. 2 показан тот же пример, вид сбоку.
На фиг. 3 показан тот же пример, вид спереди.
На фиг. 4 показан тот же пример, вид сверху.
На фиг. 5 показана схема образования отрыва пограничного слоя и пересекающихся скачков уплотнения по тому же примеру, вид сбоку.
На фиг. 6а-6б дана иллюстрация перепуска воздуха перед воздухозаборником с помощью отрыва пограничного слоя.
На фиг. 7 изображен пример реализации изобретения с показанными каналами.
Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит поверхность 1 воздухозаборника, расположенную непосредственно на поверхности 2 ЛА, обечайку 3, образующую совместно с поверхностью 2 ЛА входную часть воздухозаборника, горло (на фиг. не показано), за которым расположен один или несколько дозвуковых диффузоров 4 - каналов для различных потребителей, при этом в случае наличия нескольких диффузоров 4, воздухозаборник снабжается по меньшей мере одной перегородкой 5.
Обечайка 3 образуется внутренними поверхностями входной части воздухозаборника (до горла). Кромки 6 обечайки 3 лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА, который может составлять от 10 до 70 градусов, и совместно с этой поверхностью образуют вход воздухозаборника. Также кромки 6 имеют стреловидность и могут быть выполнены на виде спереди прямыми или криволинейными (фиг. 3).
Вход воздухозаборника выполнен на виде спереди непрямоугольным (фиг. 3), например, в виде трапеции или треугольника и т.д., и имеет площадь (на виде спереди), позволяющую работать воздухозаборнику на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета с коэффициентом расхода воздуха f<1, что формирует на сверхзвуковом режиме полета отрыв 7 (см. фиг. 5) пограничного слоя с образованием пересекающихся косого 8 и прямого 9 скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника.(фиг. 5). Таким образом, за счет ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА плоскости входа и специально выбранной площади входа воздухозаборника обеспечивается формирование отрыва 7 пограничного слоя, который выполняет роль тела торможения, то есть выпуклой поверхности, которая обтекается потоком с образованием скачков уплотнения, как, например, клин, конус и др.
В кромках могут быть выполнены вырезы в местах 10 сочленения обечайки 3 и поверхности 2 ЛА (на фиг. не показано), на которой расположен вход воздухозаборника, а в самой обечайке 3 возможно выполнение отверстий произвольной формы (на фиг. не показано), что повышает диапазон устойчивой работы воздухозаборника.
Места 10 сочленения обечайки 3 воздухозаборника могут располагаться как на прямой, перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, так и на прямой не перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, то есть одно место сочленения 10а располагается дальше по потоку, чем другое место 10б сочленения обечайки 3 воздухозаборника и поверхности 2 ЛА (фиг. 4).
Заявляемый воздухозаборник работает следующим образом.
Площадь входа воздухозаборника определяется таким образом, чтобы на всех режимах полета воздухозаборник работал с коэффициентом расхода воздуха f<1.
При работе воздухозаборника с коэффициентом расхода воздуха f<1 воздух в первую очередь перепускается в окрестностях кромки входа воздухозаборника, расположенных дальше всех по потоку. Такими местами у заявляемого воздухозаборника являются окрестности сочленения кромок входа воздухозаборника с поверхность ЛА. Из-за того, что место перепуска находится вблизи поверхности 2 ЛА, в первую очередь перепускается низконапорный воздух из пограничного слоя перед воздухозаборником, образующегося при обтекании ЛА, а высоконапорный воздух поступает в канал воздухозаборника и потребляется двигателем или какой-либо иной системой ЛА. Это позволяет избежать необходимости использовать щель для слива пограничного слоя между входом воздухозаборника и поверхностью 2 ЛА, на которой он расположен.
На дозвуковых скоростях полета за счет перепуска низконапорного воздуха во внешний поток обеспечиваются высокие внутренние характеристики воздухозаборника, а именно коэффициент восстановления полного давления (а) и параметр суммарной неоднородности потока (W).
На сверхзвуковых скоростях полета эффективность силовой установки и продува систем летательного аппарата связана как с обеспечением слива во внешний поток пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, так и с эффективностью торможения потока в воздухозаборнике, которое в заявленном воздухозаборнике происходит следующим образом.
За счет выбора площади входа воздухозаборника с обеспечением его работы с коэффициентом расхода f<1, на входе в воздухозаборник возникает отрыв пограничного слоя (фиг. 5), нарастающего перед воздухозаборником при обтекании ЛА. Указанный отрыв происходит из-за взаимодействия пограничного слоя с замыкающим прямым 9 скачком уплотнения. В результате образуется λ-образная структура 11 (в сечении) с пересекающимися косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения. При этом перепуск низконапорного воздуха во внешний поток происходит через отрыв потока в окрестности 12 одной из двух или обоих точек сочленения кромки 6 обечайки 3 и поверхности 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника (фиг. 6а-6б), а сам отрыв 7 осуществляет роль тела торможения, имеющего жидкий контур. Отрыв 7 за счет варьирования площади входа воздухозаборника образуется такого размера, чтобы за косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения оказывался весь вход воздухозаборника (фиг. 5). Таким образом, пограничный слой с поверхности ЛА не попадает в воздухозаборник, а торможение потока происходит в косом 8 и замыкающем прямом 9 скачках уплотнения без наличия классической системы торможения потока, применяемой для воздухозаборников. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре 4 и потребляется системой или двигателем ЛА.
По результатам численных расчетов, у заявленного нерегулируемого воздухозаборника, устойчивая работа обеспечивается в широком диапазоне коэффициента расхода воздуха f.
Для дополнительного увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника при изменении расхода воздуха через него могут быть реализованы вырезы в кромке 6 обечайки 3 в местах 10 ее сочленения с поверхностью 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника, а также в обечайке 3 могут быть выполнены отверстия произвольной формы.
Для сокращения количества воздухозаборников на ЛА вход у заявляемого воздухозаборника может быть разделен перегородками 5 с образованием нескольких воздушных каналов 4 (диффузоров), обеспечивающих воздухом несколько систем ЛА.
Расчетные и натурные исследования характеристик воздухозаборников такого типа на различных режимах работы и скоростях набегающего потока показали эффективность предложенных конструктивных решений и выполнение требований, предъявляемых к воздухозаборникам.
Обеспечивая потребные внутренние газодинамические характеристики, конфигурация воздухозаборника способствует снижению РЛ-заметности ЛА, на котором он установлен. Такой эффект достигается за счет непрямоугольной формы входа воздухозаборника на виде спереди, наличия стреловидности всех кромок входа, расположение кромок входа в одной плоскости, располагающейся под острым углом к плоскости ЛА, а также отсутствием тела торможения. Ориентация упомянутых элементов выбирается так, чтобы количество направлений, в которых отражается РЛ сигнал от ЛА, было минимальным.
Таким образом, приведенная выше конструкция сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника обеспечивает достижение заявленного технического результата, а именно обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины; обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0; и снижение РЛ-заметность ЛА.
Наибольший эффект снижения РЛ-заметности на ряду с приведенным конструктивным выполнением заявленного воздухозаборника будет достигаться в случае, когда кромки воздухозаборника параллельны каким-либо элементам объекта (ЛА).