ВОЗДУХОЗАБОРНИК СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к газогидродинамике и предназначена в частности к средствам улучшения характеристик пограничного слоя в воздухозаборниках воздушно-реактивных двигателей сверхзвуковых летательных аппаратов.
При полете в атмосфере летательных аппаратов (ЛА) со сверхзвуковой скоростью на поверхностях сжатия их воздухозаборных устройств (ВУ) образуется толстый пограничный слой, ухудшающий характеристики ВУ и препятствующий его запуску и расчетной работе. Для снижения этого негативного влияния применяются различные мероприятия, например, слив, перепуск и отсос части воздуха из области входа в ВУ.
Известна конструкция системы перепуска, выполненная в виде нескольких поперечных щелей, расположенных в различных зонах ВУ высокоскоростного ЛА (А. С. Midea и др. Mash 6.5 Air Induction System Design For The Beta II Two-Stage-to-Orbit Booster Vehicle. USA. AIAA Paper №91-3196). В этом случае часть воздуха, идущего в ВУ, может быть отведена через отдельную магистраль во внешнюю среду, что обеспечивает запуск устройства в широком диапазоне рабочих характеристик.
Недостатком представленной системы перепуска являются большие потери расхода воздуха, поступающего в ВУ, которые ощутимо превышают количество воздуха, потребное для перепуска.
Известен сверхзвуковой воздухозаборник центральное тело, которого состоит из двух частей, между которыми имеется щелевой зазор в области горла для слива пограничного слоя (D. Herrmann и др. Experimental Study of boundary-layer Bleed impact on ramjet inlet performance. Journal of propulsion and power. Vol.27, No.6. 2011). Одна из этих частей является подвижной, что позволяет регулировать величину этого зазора. Магистраль слива воздуха во внешнюю среду представляет собой широкую полость для его перемешивания. Объема этой полости достаточно для перепуска необходимого количества воздуха в процессе запуска ВУ. Недостатком данной схемы является относительно большая площадь входных и выходных отверстий, что искажает внешнюю и внутреннюю структуру течения ВУ. Так как отверстия расположены с существенным смещением друг относительно друга, имеют место дополнительные потери полного давления. Это приводит к увеличению внутреннего сопротивления ВУ.
Известно ВУ сверхзвукового ЛА с отверстием слива в области горла (Патент РФ №2353550. Виноградов В.А., Степанов В.А.). Боковые стенки этого устройства дополнительно оснащены окнами для перепуска избыточной части воздуха в процессе его запуска, в области горла ВУ размещена щель для слива воздуха в процессе его расчетной работы. Перепуск части воздушного потока, идущего в двигатель, через широкие окна во внешний поток обеспечивают запуск ВУ во всем заданном диапазоне полетных параметров. Недостатком данной схемы является наличие двух систем отвода воздуха (перепуска и слива), конструктивно не связанных друг с другом. Расход воздуха, сливаемого из области горла, ограничен малой шириной щели и не регулируется, что приводит к уменьшению коэффициента расхода ВУ на нерасчетных режимах его работы.
Наиболее близким аналогом того же назначения, что и заявляемое техническое решение является гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя (Патент РФ 2051074, B64D 33/02, 21.09.1992). Здесь слив воздуха пограничного слоя с поверхности торможения осуществляется в единую полость, откуда он впоследствии вытекает во внешнюю среду через нерегулируемое сопло. Наличие перфорации по всей длине этой панели значительно улучшает структуру течения и облегчает запуск ВУ. Недостатком данного устройства является его относительно высокое внутреннее сопротивление, обусловленное необходимостью разворота отсасываемого неравномерного потока в камере на большой угол (без плавных закруглений).
Основанием для предложения полезной модели является решение задачи улучшения характеристик воздушно-реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата обеспечением эффективного торможения потока в воздухозоборнике в широком диапазоне скоростей с регулированием его параметров.
Поставленная задача решается тем, что воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата содержит поверхность торможения, обечайку, канал воздухозаборника с горлом и систему отсасывания пограничного слоя воздуха на поверхности торможения перед горлом. Система отсасывания пограничного слоя воздуха выполнена в виде каналов перфорации сообщающихся с камерой сбора воздуха. Камера сбора воздуха снабжена соплом на выходе.
Новым в воздухозаборнике является то, что каналы перфорации перед камерой сбора воздуха пограничного слоя выполнены в виде решетки лопаток аэродинамического профиля плавно изогнутых в начальной части. Каналы перфорации выполнены в виде щелей поперечных каналу воздухозаборника. Стенки щелей образованы боковыми поверхностями лопаток. Сопло выполнено регулируемым.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной задачи, так как:
- выполнение каналов перфорации перед камерой сбора воздуха пограничного слоя в виде решетки лопаток аэродинамического профиля, плавно изогнутых в начальной части обеспечивает уменьшение потерь полного давления отсасываемого воздуха и, следовательно, увеличивает эффективность его торможения;
- выполнение каналов перфорации на входе в виде щелей поперечных каналу воздухозаборника обеспечивает возможность отсоса низконапорной части пограничного слоя из области входа в ВУ. Как следствие, увеличивается равномерность воздушного потока и улучшаются характеристики его торможения;
- образование стенок щелей боковыми поверхностями лопаток позволяет увеличить эффективность процесса смешения воздуха, поступающего в камеру. Это способствует уменьшению внутреннего сопротивления ВУ;
- выполнение сопла камеры сбора воздуха регулируемым позволяет изменять величину расхода отсасываемого (перепускаемого) воздуха в зависимости от режима работы ВУ и, следовательно, улучшить характеристики этого устройства и двигателя.
Существенные признаки полезной модели могут иметь развитие и продолжение.
Лопатки каналов системы отсасывания пограничного слоя могут быть выполнены перфорированными. Это обеспечивает дополнительное улучшение процесса смешения воздуха в камере, что уменьшает внутреннее сопротивление ВУ и улучшает его характеристики.
Выходная часть каждого канала перфорации между смежными лопатками может быть выполнена в виде диффузора. Это позволяет значительно сократить потери полного давления отсасываемого воздуха и улучшить процесс торможения потока.
Существенные признаки полезной модели подтверждены результатами численных исследований различных конфигураций проточной части ВУ, представленными на графиках.
Таким образом, решена поставленная в полезной модели задача. Предложенный воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата позволяет улучшить характеристики воздушно-реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата обеспечением эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей с регулированием его параметров.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием воздухозаборника сверхзвукового летательного аппарата и его работы со ссылкой на иллюстрации представленные на фиг.1-7, где:
на фиг.1 представлен схематично продольный разрез воздухозаборника;
на фиг.2 - вид Б на фиг.1;
на фиг.3 - сечение А-А на фиг.1;
на фиг.4 - вид В на фиг.1;
на фиг.5 - профиль канала, образованного решеткой лопаток;
на фиг 6 - график зависимости коэффициента расхода ВУ от числа Маха набегающего потока при наличии лопаток (штрих-линия) и отсутствии лопаток (сплошная линия);
на фиг 7 - график зависимости потерь полного давления в камере сбора воздуха от числа Маха набегающего потока при наличии лопаток (штрих-линия) и отсутствии лопаток (сплошная линия).
Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата содержит (см. фиг.1) поверхность торможения 1, обечайку 2, канал воздухозаборника с горлом 3 и систему перепуска и отсасывания пограничного слоя воздуха на поверхности торможения 1 перед горлом 3. Система отсасывания пограничного слоя воздуха выполнена в виде каналов 4 перфорации поверхности торможения 1. Каналы 4 сообщаются с камерой 5 сбора воздуха. Камера 5 снабжена соплом 6 на выходе. Каналы 4 перфорации образованы решеткой лопаток 7 аэродинамического профиля плавно изогнутых в начальной части. Решетка выполнена на поверхности торможения 1 в виде щелей образованных передними кромками лопаток 7 расположенных поперечно каналу воздухозаборника. Сопло 6 выполнено с регулируемым критическим сечением. Конструкция устройства регулирования критического сечения может быть любого вида. Лопатки 7 выполнены перфорированными. Выходная часть каждого канала 4 перфорации между смежными лопатками 7 выполнена в виде диффузора.
Воздухозаборник работает следующим образом. Через поперечные щели каналов 4 перфорации расположенных на поверхности торможения 1, часть пограничного слоя сверхзвукового воздушного потока поступает в камеру 5 сбора воздуха. В камере 5 происходит разделение воздуха на несколько плоских струй с помощью лопаток 7. Основная часть воздуха проходит через канал с горлом 3 в двигатель ЛА. Регулированием площади критического сечения сопла 6 изменяется давление в камере 5, что обеспечивает варьирование расхода воздуха, поступающего в двигатель. Через сопло 6 отсасываемый воздух выходит во внешнюю область.
За счет обеспечения эффективного торможения потока в воздухозоборнике улучшаются характеристики воздушно-реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата в широком диапазоне скоростей.