Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата
AIR INTAKE DEVICE OF A SUPERSONIC RAMJET ENGINE INTEGRATED WITH THE AIRCRAFT BODY

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), в которых рабочее тело используется только для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием воздушного потока в воздухозаборном устройстве (ВЗУ) за счет скоростного напора, в частности, к сверхзвуковым (СПВРД).
Известно осесимметричное кольцевое ВЗУ СПВРД (Р.И. Курзинер, «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета». М.: «Машиностроение», 1989 г., стр. 120, рис. 3.1), содержащее канал с кольцевым входным окном и критическим сечением, и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных конических поверхностей, с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала, обеспечивающих сжатие воздушного потока с уменьшением потерь его полного давления. Радиус кривизны каждой кольцевой конической поверхности многоскачкового тела торможения воздушного потока увеличивается в направлении к критическому сечению канала. Для СПВРД, расположенного в нижней части корпуса летательного аппарата и интегрированного с его корпусом, входное окно канала может быть выполнено в виде кольцевого сегмента, а обтекаемая воздушным потоком поверхность многоскачкового тела торможения может быть выполнена в виде сопряженных сегментов конических поверхностей.
Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого устройства, являются следующие: воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержащее канал с входным окном в виде кольцевого сегмента и критическим сечением, и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов конических поверхностей, с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала.
В известном ВЗУ, в процессе обтекания потоком воздуха каждой конической поверхности тела торможения, вследствие увеличения на ней радиуса кривизны ее поверхности в направлении к критическому сечению канала, коническая поверхность на своем выходе меньше искривлена, чем на входе (становится более приближенной к горизонтальной плоскости), и при взаимодействии с ней обтекающего потока, соответственно, формируется боковая составляющая силы реакции от силы давления потока воздуха, выравнивающая форму поперечного сечения потока воздуха (более приближенной к горизонтальной плоскости), что увеличивает отклонение в боковом направлении потока воздуха, обтекающего тело торможения, и уменьшает расход воздуха, попадающего на следующую коническую поверхность тела торможения и во входное окно канала ВЗУ, и через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя летательного аппарата, что приводит к уменьшению тяги двигателя. Отклоненная в боковом направлении струя потока воздуха взаимодействует с продольным потоком воздуха, увеличивая аэродинамическое сопротивление при полете летательного аппарата.
Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое устройство, является увеличение расхода воздуха через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя и уменьшение аэродинамического сопротивления при полете летательного аппарата.
Для достижения названного технического результата в воздухозаборном устройстве сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированном с корпусом летательного аппарата, содержащим канал с входным окном в виде кольцевого сегмента и критическим сечением и многоскачковое тело торможения воздушного потока, установленное перед входным окном и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов конических поверхностей с различными углами наклона их образующих к направлению полета, увеличивающимися в направлении к критическому сечению канала, радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала.
Отличительными признаками предлагаемого устройства являются следующие: радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента многоскачкового тела торможения воздушного потока уменьшается в направлении к критическому сечению канала.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными (указанными в ограничительной части формулы) достигается следующий технический результат - увеличивается расход воздуха через канал ВЗУ в газовоздушный тракт двигателя, позволяющий увеличить тягу двигателя, и уменьшается аэродинамическое сопротивление при полете летательного аппарата.
Предложенное техническое решение может найти применение при разработке ЛА с СПВРД для уменьшения времени набора маршевой высоты полета летательного аппарата и увеличения дальности его полета на маршевой высоте.
Устройство поясняется чертежами, фиг. 1 и 2.
На фиг. 1 представлен продольный вид ВЗУ в разрезе, поясняющий увеличение угла наклона образующих конических поверхностей многоскачкового тела торможения ВЗУ, а также расположение канала ВЗУ с входным окном и критическим сечением.
На фиг. 2 представлен вид ВЗУ спереди, поясняющий уменьшение радиуса кривизны конической поверхности на каждом участке многоскачкового тела торможения в направлении к критическому сечению канала.
1
2
3
1
2
3
3
2
1
2
1
3
2
4
3
1
4
1
4
2
1
3
2
4
3
Представленный на чертежах ВЗУ 1 СПВРД (на чертежах не показан) содержит канал 2 с входным окном 3 в виде кольцевого сегмента и критическим сечением 4, и многоскачковое тело 5 торможения воздушного потока, установленное перед входным окном 3 и снабженное обтекаемой воздушным потоком поверхностью, выполненной в виде сопряженных сегментов 6, 7 и 8 конических поверхностей с различными углами α, α и α наклона их образующих O О и О к направлению полета (НП), увеличивающимися (α>α>α) в направлении к критическому сечению 4 канала 2. Радиус кривизны конической поверхности каждого сегмента 6, 7 и 8 многоскачкового тела 5 торможения воздушного потока уменьшается (R<R; R<R; R<R) в направлении к критическому сечению 4 канала 2, а длина дуги L - L, соответствующая каждому из радиусов R - R увеличивается (L>L; L>L; L>L) в направлении к критическому сечению 4 канала 2. ВЗУ 1 имеет ширину S, высота входного окна 3 равна Н.
1
2
3
1
2
3
3
2
1
1
2
1
2
1
1
2
1
2
2
3
2
3
2
3
4
3
4
4
3
2
3
3
4
Устройство работает следующим образом. При обтекании сверхзвуковым потоком воздуха конических поверхностей сегментов 6, 7 и 8, по передним их кромкам, которыми являются дуги, соответственно L, L и L, формируются косые скачки давления воздуха со скачкообразным увеличением давления воздуха за скачками и на конических поверхностях сегментов 6, 7 и 8 до значений P Р и Р, соответственно, где Р>Р>Р. Благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 6 от значения R до значения R увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 6 от значения L до значения L (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 6 на коническую поверхность сегмента 7 стекает увеличенный расход воздуха с давлением P, при этом, увеличение расхода над конической поверхностью сегмента 6 и изменение формы взаимодействующего с ней потока воздуха с потока большего радиуса R в поток меньшего радиуса R обеспечивается за счет подтекания воздуха с внешних сторон в направлении текущего центра окружности уменьшающегося радиуса дуги конической поверхности сегмента 6 от значения R до значения R, что обеспечивает, по сравнению с прототипом, уменьшение стекания воздуха с конической поверхности сегмента 6 в боковые стороны и, вследствие этого, уменьшение аэродинамического сопротивления ВЗУ 1 при полете летательного аппарата. Аналогично, благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 7 от значения R до значения R увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 7 от значения L до значения L (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 7 на коническую поверхность сегмента 8 стекает увеличенный расход воздуха с давлением Р, и, благодаря уменьшению радиуса кривизны конической поверхности сегмента 8 от значения R до значения R увеличивается длина дуги конической поверхности сегмента 8 от значения L до значения L (в пределах ширины S ВЗУ1), поэтому с конической поверхности сегмента 8 во входное окно 3, площадь (F) которого составляет F=L * Н, где Н - высота входного окна, стекает максимальный расход воздуха с максимальным давлением Р. Увеличение давления и расхода воздуха, попадающего через канал 2 ВЗУ 1 в газовоздушный тракт СПВРД, обеспечивает, при соответствующем увеличении расхода топлива из топливной системы СПВРД в его камеру сгорания, увеличенте тяги СПВРД. Аналогично уменьшению стекания воздуха с конической поверхности сегмента 6 в боковые стороны, уменьшается и стекание воздуха с конических поверхностей сегментов 7 и 8 в боковые стороны, благодаря изменению формы взаимодействующего с ними потока воздуха, соответственно, с потока большего радиуса R в поток меньшего радиуса R и, с потока радиуса R в поток меньшего радиуса R, и, вследствие этого, уменьшается аэродинамическое сопротивления ВЗУ 1 при полете летательного аппарата.