Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата
VARIABLE GEOMETRY AIR INTAKE FOR SUPERSONIC PASSENGER AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата.
Проблема создания эффективной силовой установки для сверхзвукового летательного аппарата связана как с задачей минимизации потерь полного давления при торможении воздушного потока, предназначенного для двигателя, так и с задачей минимизации сопротивления силовой установки, интегрированной с планером в широком диапазоне чисел Маха больше 1,0. Сопротивление компоновки в первую очередь определяется характером изменения вытесняемой площади по ее длине. Одним из главных источников резкого изменения вытесняемой площади в сверхзвуковом самолете является воздухозаборник внешнего сжатия, для которого характерно то, что существенная часть заторможенного воздуха обтекает его кромки снаружи. В воздухозаборниках внутреннего сжатия основной сложностью является стабилизация течения и недопущение появления отрывов пограничного слоя в условиях отражения скачков уплотнения от поверхностей воздухозаборника.
Проблема усугубляется также работой воздухозаборников с толстым пограничным слоем.
Известен воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием, содержащий наружный обтекатель с кромками, последовательно расположенные сверхзвуковой диффузор, горловину и дозвуковой диффузор (RU 2182670, 2002 г.). В известном техническом решении в стенках канала горловины выполнены проходы, каждый из которых сообщен с нагнетательным каналом, включающим выходное отверстие с установленной в нем с возможностью поворота заслонкой. Плотность тока (приведенный расход, деленный на площадь входа) на входе в двигатель при изменении числа Маха полета от 1,0 до 1,8 меняется в небольших пределах, а плотность тока в невозмущенном потоке падает на 30%. Таким образом, для обеспечения эффективной работы двигателя в известном воздухозаборнике внутреннего сжатия возникает необходимость организации нагнетательного канала в обход двигателя. В случае внешнего сжатия роль такого канала играют жидкая граница обтекающего воздухозаборник заторможенного воздуха и внешние обводы воздухозаборника. Однако, если силовая установка не примыкает к поверхности летательного аппарата, то удерживающий ее пилон существенно влияет на вытесняющую площадь и, следовательно, создает сопротивление, а в случае примыкания воздухозаборника к поверхности летательного аппарата в двигатель попадает пограничный слой с пониженным полным давлением.
Известен воздухозаборник для сверхзвукового летательного аппарата, расположенный на поверхности летательного аппарата, выполненный в виде кругового сегмента с заданным углом раскрытия, содержащего щеки, расположенные параллельно плоскостям на крыле и фюзеляже перед воздухозаборником, канал воздуховода к двигателю, и систему слива пограничного слоя на поверхность летательного аппарата, выполненную в виде соответствующего канала, сообщенного при помощи механизма перепуска с каналом воздуховода, и перфорированных участков, расположенных на поверхности летательного аппарата перед воздухозаборником и сообщенных с каналом слива пограничного слоя (RU 2391254, 2010 г.). В известном техническом решении ухудшение характеристик воздухозаборника при сверхзвуковых скоростях за счет разгона потока на верхней поверхности крыла компенсируется предварительным поджатием поверхности крыла и фюзеляжа с последующим плавным переходом с отрицательной кривизной на поверхности с определенным углом наклона относительно продольной оси летательного аппарата, что обеспечивает выравнивание потока перед входом в воздухозаборник за счет подтормаживания потока, что в результате негативно сказывается на состоянии пограничного слоя.
Известен воздухозаборник для сверхзвукового летательного аппарата, содержащий расположенные по потоку на поверхности летательного аппарата пространственный клин, состоящий из панелей сжатия, обечайку, передняя кромка которой выполнена с обратной стреловидностью, боковые стенки, образующие воздушный канал, начинающиеся от обечайки, продолжающиеся до поверхности летательного аппарата и выполненные с обратной стреловидностью, горло воздухозаборника, канал, расположенный за горлом воздухозаборника и переходящий в дозвуковой диффузор, расположенный на входе диффузора аксиальный разделительный канал с передней кромкой сложной формы, и систему слива пограничного слоя, включающую клиновидную щель, расположенную в сечении горла (RU 2670664, 2018 г.). Конструкция известного технического решения не обеспечивают минимальных потерь полного давления по каналу воздухозаборника и дозвукового диффузора. Кроме того, использование конструкции известного воздухозаборника ограничено применением в трехконтурном двигателе.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемому изобретению является воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата, содержащий расположенные на поверхности летательного аппарата обечайку, внутренняя поверхность которой представляет собой примыкающие друг к другу плоскости, образующие криволинейную поверхность с острой кромкой на входе, боковые стенки, параллельные вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника и образующие воздушный канал, причем стенки начинаются от обечайки, и продолжаются до поверхности летательного аппарата, а кромки стенок выполнены с углом стреловидности, горло воздухозаборника, канал прямоугольного сечения на входе, расположенный за горлом воздухозаборника и переходящий в дозвуковой диффузор с круговым сечением на выходе, по меньшей мере один поворотный в вертикальной плоскости элемент, установленный в воздушном канале и предназначенный для изменения площади поперечного сечения последнего, ширина которого соответствует ширине воздушного канала, и систему слива пограничного слоя, включающую щель, расположенную на входе в воздушный канал перед сечением горла на поверхности летательного аппарата и сообщенную с щелью магистраль для удаления пограничного слоя (RU 2353550, 2009 г.). В известном техническом решении внутренняя криволинейная поверхность обечайки представляет собой конфузорную поверхность торможения, ширина воздухозаборника соответствует его высоте, поворотный элемент выполнен в виде поворотных панелей, являющихся продолжением обечайки, установленных в воздушном канале перед горлом воздухозаборника, а последний снабжен пространственным клином растекания пограничного слоя, который расположен на поверхности летательного аппарата перед воздухозаборником и предназначен для отклонения пограничного слоя и торможения набегающего потока. Передние кромки клина, предназначенные для образования поперечного градиента давления, выполнены стреловидными в горизонтальной и вертикальной плоскостях. В результате клин растекания в сверхзвуковом потоке приводит к отрыву пограничного слоя, или к резкому росту вытесняемой им площади, что негативно сказывается на сопротивлении. Кроме того, увеличение коэффициента расхода через воздухозаборник на трансзвуковом режиме достигается увеличением площади горла воздухозаборника с помощью поворотного элемента, выполненного в виде двух створок. Для применения такого решения необходимо, чтобы двигатель был способен наращивать приведенный расход от крейсерского режима до трансзвукового на десятки процентов.
Таким образом, общим существенным недостатком известных технических решений является их низкая эффективность, в сочетании с требованиями к двигателю, понижающими эффективность работы последнего.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в повышении эффективности воздухозаборника.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в стабилизации течения, снижении сопротивления при числе Маха больше 1,0, и исключении появления отрывов пограничного слоя в условиях отражения скачков уплотнения от поверхностей воздухозаборника в крейсерском сверхзвуковом полете в диапазоне чисел Маха внутреннего сжатия.
Технический результат достигается за счет того, что в воздухозаборнике с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата, содержащем расположенные на поверхности летательного аппарата обечайку, внутренняя поверхность которой представляет собой примыкающие друг к другу плоскости, образующие криволинейную поверхность с острой кромкой на входе, боковые стенки, параллельные вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника и образующие воздушный канал, причем стенки начинаются от обечайки, и продолжаются до поверхности летательного аппарата, а кромки стенок выполнены с углом стреловидности, горло воздухозаборника, канал прямоугольного сечения на входе, расположенный за горлом воздухозаборника и переходящий в дозвуковой диффузор с круговым сечением на выходе, по меньшей мере один поворотный в вертикальной плоскости элемент, установленный в воздушном канале и предназначенный для изменения площади поперечного сечения последнего, ширина которого соответствует ширине воздушного канала, и систему слива пограничного слоя, включающую щель, расположенную на входе в воздушный канал перед сечением горла на поверхности летательного аппарата и сообщенную с щелью магистраль для удаления пограничного слоя, согласно предлагаемому техническому решению ширина воздухозаборника и диаметр кругового сечения на выходе дозвукового диффузора в 1,15-1,25 раза превышает его высоту, угол острой кромки обечайки на входе составляет 2-4,5°, угол стреловидности боковых стенок составляет 30-35°, а угол между примыкающими друг к другу плоскостями, образующими криволинейную внутреннюю поверхность обечайки, не превышает 2°, поворотный элемент выполнен в виде панели, представляющей собой часть воздушного канала, причем панель размещена в окне, образованном на входе в магистраль для слива пограничного слоя, с возможностью ограниченного поворота в направлении магистрали и изменения площади ее поперечного сечения, или ограниченного поворота в направлении воздушного канала, ось поворота панели совмещена с ее передней кромкой, а задняя кромка панели обращена в сторону соответствующей кромки окна, щель на входе в магистраль слива пограничного слоя образована передней кромкой поворотной панели и поверхностью летательного аппарата и соответствует ширине воздушного канала, задняя кромка панели и обращенная к ней кромка окна образуют дополнительную щель, сообщенную с магистралью слива, а воздухозаборник снабжен дополнительным каналом выпуска воздуха на внешнюю поверхность обечайки, расположенным над воздушным каналом параллельно последнему, причем ширина дополнительного канала выпуска воздуха соответствует ширине воздушного канала.
Существенность отличительных признаков предлагаемого технического решения подтверждается тем, что только совокупность всех признаков, описывающая изобретение, обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, а именно:
- ширина воздухозаборника и диаметр кругового сечения на выходе дозвукового диффузора в 1,15-1,25 раза превышающая его высоту, угол острой кромки обечайки на входе составляющий 2-4,5°, угол стреловидности боковых стенок составляющий 30-35°, а угол между примыкающими друг к другу плоскостями, образующими криволинейную внутреннюю поверхность обечайки, не превышающий 2° обеспечивают формирование с помощью волн разряжения благоприятного для стабилизации пограничного слоя градиента давления;
- выполнение поворотного элемента в виде панели, представляющей собой часть воздушного канала, размещенной в окне, образованном на входе в магистраль для слива пограничного слоя с возможностью ограниченного поворота в направлении магистрали и изменения площади ее поперечного сечения, или ограниченного поворота в направлении воздушного канала, совмещение оси поворота панели с ее передней кромкой, обращение задней кромки панели в сторону соответствующей кромки окна, образование щели на входе в магистраль слива пограничного слоя передней кромкой поворотной панели и поверхностью летательного аппарата соответствующей ширине воздушного канала, и образование задней кромкой панели и обращенной к ней кромкой окна дополнительной щели, сообщенной с магистралью слива, обеспечивает возможность повышения эффективности воздухозаборника за счет работы в режиме внутреннего сжатия в диапазоне чисел Маха внутреннего сжатия от 1,45 до 1,8, осуществляющегося за счет использования поворотной панели как в качестве клина сжатия, так и в качестве клина расширения;
- снабжение воздухозаборника дополнительным каналом выпуска воздуха на внешнюю поверхность обечайки, расположенным над воздушным каналом параллельно последнему, с шириной, соответствующей ширине воздушного канала обеспечивает стабилизацию замыкающего скачка уплотнения.
Существенные признаки могут иметь развитие и продолжение, а именно: - угол поворота панели в направлении магистрали для слива пограничного слоя не превышает 5°, а угол поворота в направлении воздушного канала составляет 4-6,5°, что обеспечивает возможность генерировать как скачок уплотнения, так и волну разряжения.
Настоящее изобретение поясняется подробным описанием и иллюстрациями, где:
- на фиг. 1 изображен продольный разрез воздухозаборника;
-на фиг. 2 изображена структура течения для чисел Маха в окрестности минимального и максимального чисел Маха внутреннего сжатия.
- на фиг. 3 изображено распределение коэффициента давления по образующим сечения воздухозаборника для чисел Маха набегающего потока 1,5 и 1,45
На фигурах 1-3 приняты следующие обозначения:
1 - поверхность летательного аппарата;
2 - воздушный канал;
3 - обечайка;
4 - острая кромка обечайки 3 на входе;
5 - боковая стенка;
6 - плоскость, примыкающая к обечайке 3;
7 - кромка стенки 5;
8 - горло;
9 - канал;
10 - дозвуковой диффузор;
11 - круговое сечение диффузора 10;
12 - поворотная панель;
13 - магистраль слива пограничного слоя;
14 - окно;
15 - передняя кромка поворотной панели 12;
16 - задняя кромка панели 12;
17 - щель;
18 - кромка окна 14;
19 - дополнительная щель;
20 - дополнительный канал;
21 - входная щель в дополнительный канал 20.
Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата расположен на поверхности 1 летательного аппарата (на чертеже не показан) и содержит образующие воздушный канал 2 обечайку 3 с острой кромкой 4 на входе и боковые стенки 5, причем последние параллельны вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника, начинаются от обечайки 3 и продолжаются до поверхности 1 летательного аппарата. Внутренняя поверхность обечайки 3 представляет собой примыкающие друг к другу плоскость обечайки 3 и плоскость 6, образующие криволинейную поверхность, а кромки 7 стенок 5 выполнены с углом стреловидности (см. фиг. 1). За обечайкой 3 последовательно расположены горло 8 воздухозаборника и канал 9 прямоугольного сечения на входе, переходящий в дозвуковой диффузор 10 с круговым сечением 11 на его выходе. Ширина воздушного канала 2 воздухозаборника и диаметр кругового сечения 11 дозвукового диффузора 10 на выходе последнего в 1,15-1,25 раза превышает высоту воздухозаборника, угол острой кромки 4 обечайки 3 на входе в воздушный канал 2 составляет 2-4,5°, угол стреловидности боковых стенок 5 составляет 30-35, а угол между примыкающими друг к другу плоскостью обечайки 3 и плоскостью 6, образующими криволинейную внутреннюю поверхность обечайки 3, не превышает 2°. Кроме того, в воздушном канале 2 установлен поворотный в вертикальной плоскости элемент, выполненный в виде поворотной панели 12, предназначенной для изменения площади поперечного сечения воздушного канала 2, причем поворотная панель 12 представляет собой часть воздушного канала 2, а ее ширина соответствует ширине последнего. Кроме того, воздухозаборник содержит систему слива пограничного слоя, включающую магистраль 13 системы слива пограничного слоя. На входе в магистраль 13 образовано окно 14, в котором установлена поворотная панель 12, ось вращения которой совмещена с ее передней кромкой 15, а задняя кромка 16 поворотной панели 12 обращена в сторону соответствующей кромки 18 окна 14. При этом поворотная панель 12 размещена в окне 14 с возможностью ограниченного поворота как в направлении магистрали 13 слива пограничного слоя и изменения площади ее поперечного сечения, так и в направлении воздушного канала 2, причем угол поворота панели 12 в направлении магистрали 13 слива пограничного слоя не превышает 5°, а максимальный угол поворота панели 12 в направлении воздушного канала 2 составляет 4-6,5°. Передняя кромка 15 поворотной панели 12 и поверхность 1 летательного аппарата образуют на входе в магистраль 13 слива пограничного слоя щель 17, сообщенную с магистралью 13 слива пограничного слоя, при этом ширина щели 17 соответствует ширине воздушного канала 2, а задняя кромка 16 поворотной панели 12 и обращенная к ней кромка 18 окна 14 образуют дополнительную щель 19, сообщенную с магистралью 13 слива пограничного слоя. Воздухозаборник снабжен дополнительным каналом 20 с щелью 21 на входе, предназначенным для выпуска воздуха на внешнюю поверхность обечайки 3, расположенным над воздушным каналом 2 параллельно последнему, причем ширина дополнительного канала 20 выпуска воздуха соответствует ширине воздушного канала 2.
Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата работает следующим образом.
Решение проблемы достигается обеспечением режима внутреннего сжатия в диапазоне чисел Маха 1,45-1,8 и максимизацией коэффициента расхода на сверхзвуковом режиме за счет наращивания расхода через магистраль слива, что в свою очередь достигается как с помощью сброса пограничного слоя через соответствующие щели 17 и 19, так и с помощью волн разряжения, формирующих благоприятный для стабилизации пограничного слоя градиент давления. Поступающий в воздухозаборник на трансзвуковом режиме пограничный слой и избыточный расход воздуха направляется в обход двигателя при помощи магистрали 13 слива пограничного слоя и дополнительного канала 20, представляющего собой при этом часть системы слива пограничного слоя и обеспечивающего стабилизацию замыкающего скачка уплотнения. При минимальном числе Маха внутреннего сжатия, с учетом нарастающего пограничного слоя, заданный в указанном диапазоне угол острой кромки 4 обечайки 3, ширина воздухозаборника на его входе в воздушный канал и угол стреловидности боковых стенок 5 обеспечивают отражение косого скачка от кромки 4 обечайки 3 в месте примыкания боковых стенок 5 к поверхности 1 летательного аппарата и приход отраженного скачка в место сочленения плоскости обечайки 3 и плоскости 6. При этом угол между указанными плоскостями обеспечивает создание волны разряжения, достаточной в случае минимального числа Маха внутреннего сжатия для обеспечения трансзвукового безотрывного течения до прямого завершающего скачка. Разгон потока, генерируемый на поверхности летательного аппарата 1 в месте примыкания боковых стенок 5 делает входящий пограничный слой тоньше и менее восприимчивым к последующему отражаемому скачку, при этом разгон в месте сочленения плоскости обечайки 3 и плоскости 6 приводит к некоторым дополнительным потерям для режима М=1,8 но способствует стабилизации течения при М~1,5. За счет изменения углов и размера ширины воздухозаборника на его входе в указанных диапазонах для адаптации к потребностям летательного аппарата можно сдвигать границы диапазона внутреннего сжатия как в сторону увеличения, так и в сторону уменьшения чисел Маха. Особенностью поворотной панели 12 в предложенном воздухозаборнике является то, что в зависимости от направления и угла установки поворотная панель 12 может служить как клином сжатия, так и клином расширения, при этом угол ее поворота меняется в зависимости от числа Маха набегающего потока. Поворотная панель 12 в зависимости от числа Маха набегающего потока может генерировать как скачок уплотнения (при М=1,8), так и волну разряжения, и позволяет при этом сохранить число Маха в ядре потока больше 1 для всех режимов внутреннего сжатия, вплоть до завершающего прямого скачка, стабилизация которого осуществляется перепусками через соответствующие щели 17 и 19. Угол поворота поворотной панели 12 в режиме минимального числа Маха внутреннего сжатия в направлении магистрали 13 слива пограничного слоя выбирается в пределах заданного диапазона таким образом, чтобы создать волну разряжения, достаточную для безотрывного сверхзвукового течения до завершающего прямого скачка. Положение передней кромки 15 поворотной панели 12 выбирается таким образом, чтобы при максимальном числе Маха внутреннего сжатия обеспечивался приход косого скачка от острой кромки 4 обечайки 3 непосредственно перед осью поворота поворотной панели 12, а отраженный скачок попадал на плоскость 6 вблизи дополнительной щели 19. Указанная система волн разряжения, стабилизирующая поток и позволяющая сохранить сверхзвуковой Мах потока для всех режимов от 1,45 до 1,8 вплоть до завершающего прямого скачка, показана пунктирными линиями (см. фиг. 2). При этом ни один из скачков уплотнения не повышает коэффициент давления более чем на 0,5, а после скачков уплотнения присутствуют области с благоприятным для пограничного слоя отрицательными градиентами давления (см. фиг. 3). В предложенном воздухозаборнике уровень роста приведенного расхода через воздушный канал 9 не превышает 10%. Щели 17 и 19, сообщенные с магистралью 13 слива пограничного слоя, на крейсерском сверхзвуковом режиме представляют собой систему слива пограничного слоя, а на трансзвуковом режиме обеспечивают отведение остальной части расхода, связанной с изменением плотности тока в набегающем потоке, что делает предлагаемый воздухозаборник удобным в применении совместно с традиционным турбореактивным двухконтурным двигателем.
Таким образом, определенное соотношение между шириной, диаметром кругового сечения на выходе дозвукового диффузора и высотой воздухозаборника, выполнение угла острой кромки обечайки на входе, угла стреловидности боковых стенок, и угла между примыкающими друг к другу плоскостями, образующими криволинейную внутреннюю поверхность обечайки в определенных диапазонах, выполнение поворотного элемента в виде поворотной панели, представляющей собой часть воздушного канала и размещение ее в окне, образованном на входе в магистраль для слива пограничного слоя, причем с возможностью ограниченного поворота в направлении магистрали и изменения площади ее поперечного сечения, или ограниченного поворота в направлении воздушного канала, совмещение оси поворота панели с ее передней кромкой, и образование щели на входе в магистраль слива пограничного слоя передней кромкой поворотной панели и поверхностью летательного аппарата, образование задней дополнительной щели между задней кромкой панели и обращенной к ней кромкой окна, и снабжение воздухозаборника дополнительным каналом выпуска воздуха на внешнюю поверхность обечайки, расположенным над воздушным каналом параллельно последнему, обеспечивает стабилизацию течения, снижение сопротивления, и исключает появление отрывов пограничного слоя в условиях отражения скачков уплотнения от поверхностей воздухозаборника в крейсерском сверхзвуковом полете в диапазоне чисел Маха внутреннего сжатия.