Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата
AIR INTAKE DEVICE OF A SUPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится к области оборудования летательных аппаратов, а именно к воздухозаборным устройствам сверхзвуковых летательных аппаратов.
При создании высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА) общей проблемой является разработка эффективных двигательных установок (ДУ), значительное влияние на работу которых оказывают воздухозаборные устройства (ВЗУ).
Лобовые ВЗУ с расположением входа в ВЗУ в носовой части летательного аппарата эффективны при работе на малых углах атаки, но обладают пониженным запасом газодинамической устойчивости при работе на больших углах атаки и при высотных режимах.
Регулируемые ВЗУ с изменяемой геометрией позволяют компенсировать недостатки конструкции входов и каналов ВЗУ и позволяют осуществлять работу ДУ на различных скоростных режимах, но ухудшают весовые и компоновочные характеристики летательных аппаратов, а также приводят к снижению надежности работы ДУ и ЛА.
В связи с этим в настоящее время получили широкое развитие нерегулируемые ВЗУ с постоянной геометрией.
Из уровня техники известно воздухозаборное устройство самолета, образованное обечайкой, передние кромки которой образуют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборного устройства (описание к патенту США №5249542 от 28.05.1996). Воздухозаборное устройство имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника, и который позволяет одновременно отклонить пограничный слой и исключить его попадание в воздухозаборное устройство, за счет чего увеличить эффективную тягу.
К недостаткам воздухозаборного устройства самолета следует отнести то, что оно не позволяет осуществлять эффективную работу ДУ при скорости выше 2-3 М.
Известны воздухозаборные устройства крылатой ракеты ASMP-A, разработанной французской фирмой Aerospatiale (www.dogswar.ru/boepripasy/snariady-rakety/8506-krylataia-raketa-voz.htmU https://missilery.info/missile/asmp, www.airwar.ru/weapon/kr/asmp.html), которые выполнены прямоугольными, с неизменяемой геометрией, и расположены по бокам фюзеляжа.
Известны воздухозаборные устройства авиационной ракеты XASM-3, созданной японской корпорацией Mitsubishi Heavy Industries (foto-i-mir.ru/missile-asm-3-japan/, https.//www.globalsecurity.org/military/world/japan/ asm-3.htm), которые выполнены прямоугольными, сверхзвуковыми, с неизменяемой геометрией, и расположены под фюзеляжем ракеты.
Недостатками известных воздухозаборных устройств ракет ASMP-A и XASM-3 являются неоптимальные параметры входов и каналов воздухозаборных устройств, что не позволяет достичь эффективности работы двигательной установки в различных скоростных режимах без снижения габаритных и компоновочных характеристик летательных аппаратов.
Технической проблемой, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является необходимость создания воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата, позволяющего эффективную работу двигательной установки в различных скоростных режимах.
Техническая проблема решается за счет того, что в состав воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата входят центральное тело, обечайка, профилированная передняя кромка, образующая входное отверстие воздухозаборного устройства, канал воздухозаборного устройства, при этом центральное тело образовано боковыми поверхностями и поверхностью торможения, которая получена из вырезки обратного конического течения, является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени, в сечении центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства поверхность первой ступени представляет собой прямую с углом наклона к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства в диапазоне 10÷20°, а поверхность второй ступени - изоэнтропу, угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства изменяется в диапазоне 15÷30°, а краевая линия передней кромки входного отверстия воздухозаборного устройства эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.
Технический результат заключается в том, что воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:
На фиг. 1 изображена трехмерная модель воздухозаборного устройства сверхзвукового летательного аппарата.
На фиг. 2 изображено сечение поверхности торможения центрального тела продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства.
На фиг. 3 изображено сечение центрального тела плоскостью, перпендикулярной продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства.
На фиг. 1-3 позициями обозначены:
1 - центральное тело;
2 - обечайка;
3 - передняя кромка;
4 - входное отверстие воздухозаборного устройства;
5 - боковая поверхность;
6 - поверхность торможения;
7 - горло канала воздухозаборного устройства.
Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) содержит центральное тело 1, обечайку 2, переднюю кромку 3, образующую входное отверстие воздухозаборного устройства 4, и канал воздухозаборного устройства (на фиг. не показано).
Центральное тело 1 образовано боковыми поверхностями 5 и поверхностью торможения 6, которая получена из вырезки обратного конического течения методом газодинамического конструирования (см. [1], [2]), является гладкой по второй производной и состоит из поверхности первой ступени и поверхности второй ступени.
1
1
2
2
При сечении центрального тела 1 продольной плоскостью в связанной системе координат воздухозаборного устройства образуется линия Ь, которая для поверхности первой ступени имеет форму прямой, проекция на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а и имеет наклон Θ=10÷20° к продольной оси Ох, а для поверхности второй ступени - изоэнтропы, проекция которой на продольную ось Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства имеет длину а, и угол наклона касательной к которой к продольной оси связанной системы координат воздухозаборного устройства Θ=15÷30°. Краевая линия передней кромки 3 входного отверстия воздухозаборного устройства 4 эквидистантна линиям поперечных сечений поверхности торможения плоскостями, перпендикулярными продольной оси Ох связанной системы координат воздухозаборного устройства.
Передняя кромка 3 выполнена профилированной и имеет сложную пространственную форму с непрерывным изменением кривизны поверхности, определяемой расчетным и/или экспериментальным способом в зависимости от режимов полетов и двигательной установки летательного аппарата. Передняя кромка 3 выполнена с пространственным сопряжением со стенками канала воздухозаборного устройства.
Канал воздухозаборного устройства выполнен криволинейным (на фиг. не показано), и расположен от входного отверстия воздухозаборного устройства 4 до входа в двигательную установку. Площадь горла 7 канала воздухозаборного устройства составляет 0,5÷0,9 площади входного отверстия воздухозаборного устройства 4.
При установке на сверхзвуковом летательном аппарате воздухозаборное устройство расположено в пределах обводов фюзеляжа. Параметры первой и второй ступеней торможения можно варьировать, что позволяет обеспечить компоновочные требования и требования радиолокационной заметности с внутренними характеристиками на уровне или выше вариантов воздухозаборных устройств классической формы при условии использования известных методов разработки, например, способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, описанного в [3].
Воздухозаборное устройство работает следующим образом:
Производят пуск сверхзвукового летательного аппарата. Сверхзвуковой летательный аппарат начинает движение в набегающем потоке согласно полетному заданию с начальной скоростью, необходимой для запуска двигательной установки, при этом набегающий поток поступает в воздухозаборное устройство с формированием пограничного слоя. При попадании воздушной струи на центральное тело 1 происходит сжатие струи по расходящимся направлениям без интенсивных скачков и градиентов давления, и на входе в канал воздухозаборного устройства реализуют расчетную схему течения, за счет чего обеспечивают работу двигательной установки в заданном режиме.
Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата предназначено для применения в области оборудования сверхзвуковых летательных аппаратов и позволяет обеспечить эффективную работу двигательной установки сверхзвукового летательного аппарата в различных скоростных режимах при сохранении габаритных и компоновочных характеристик сверхзвукового летательного аппарата.
Источники информации
1. Келдыш В.В., Г.И. Майкапар. «Газодинамическое конструирование гиперзвуковых самолетов». МЖГ, г. Москва, №3, 1969 г.
2. Гунько Ю.П., Мажуль И.И. «Теоретические и экспериментальные исследования тел пространственной конфигурации. Особенности аэродинамики пространственных тел, построенных методом газодинамического конструирования». ИТПМ СО АН СССР, г. Новосибирск, отчет №904, 1977 г.
3. Патент RU №2683017, МПК B64F 5/00, G06F 17/50, B64D 27/02.