РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
SUPERSONIC AIRCRAFT JET ENGINE

Изобретение в целом относится к системам воздухозаборника и сопла двигателя сверхзвукового летательного аппарата, а более точно к повышению эффективности таких систем. Оно также относится к снижению или устранению требований к стабилизации стравливаемого воздуха.
Системы воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата поставлены перед трудной задачей по максимизации летных качеств летательного аппарата. На сверхзвуковых скоростях воздухозаборник двигателя должен замедлять скорость воздуха до меньшей, чем скорость звука, типично, меньшей, чем число Маха 6, на передней стороне воздухозаборника. Для выполнения этого воздухозаборник должен подвергать воздух системе скачков уплотнения. При прохождении через систему скачков уплотнения происходят потери полного давления, которые снижают суммарную силу тяги и суммарный тепловой коэффициент полезного действия двигателя. Эти потери могут быть сокращены для незначительно низких уровней введением надлежащим образом сформированной поверхности изоэнтропического сжатия, однако в то время как поток замедляется около числа Маха 1, возникают проблемы устойчивости воздухозаборника для таких воздухозаборников с высоким коэффициентом полезного действия, так как поток приближается к двум возможным режимам потока. Таковые названы подкритическими в тех случаях, когда поток является дозвуковым впереди проходного сечения воздухозаборника (точки минимального поперечного сечения под прямым углом к локальному потоку), или надкритическими в тех случаях, когда поток проходит проходное сечение сверхзвуковым образом с последовательностью косых ударных волн.
Воздухозаборники типично сконструированы, чтобы размещать конечный замыкающий скачок уплотнения заданной интенсивности возле критического сечения, где поток будет переходить со сверхзвукового на дозвуковой поток, интенсивность которого является мерой относительной устойчивости потока. Очень слабый замыкающий скачок уплотнения, например, замедляющий поток с числа Маха 1,1 до 0,91 числа Маха, будет проявлять очень небольшую потерю полного давления, но был бы склонен к нарушениям устойчивости потока, таким как «гудение», где воздухозаборник быстро колеблется с подкритического до надкритического режима работы. Такие нарушения устойчивости могли бы вызываться изменениями температуры, влажности или угла потока, таких как от порывов ветра. Для предотвращения этого сверхзвуковые воздухозаборники типично конструируются, чтобы работать с интенсивностями замыкающего скачка уплотнения между от 1,2 до 1,3, которые дают в результате небольшую, но невосстановимую потерю полного давления от 0,8 до 2%.
В дополнение сверхзвуковые воздухозаборники типично оборудованы системами стравливаемого воздуха для удаления небольшой порции пограничного слоя на поверхности сжатия в местоположении замыкающего скачка уплотнения. Стравливание пограничного слоя необходимо для удерживания скачка уплотнения в расчетном местоположении, предотвращения нарушения устойчивости и для предотвращения отрыва пограничного слоя. Это может быть пояснено, как изложено ниже: система скачков уплотнения сообщает очень сильный положительный градиент давления пограничному слою, который будет заставлять пограничный слой утолщаться или отрываться. Эвристическое правило состоит в том, что нормальная интенсивность скачка уплотнения с числом Маха 1,3 будет вызывать отрыв даже очень сильного пограничного слоя. Даже если не отрывается, пограничный слой будет утолщаться при скачке уплотнения, снижая полезную площадь проходного сечения. Уменьшение площади проходного сечения, в свою очередь, повышает интенсивность скачка уплотнения, дополнительно повышая положительный градиент давления и уменьшая полезную площадь проходного сечения, и так далее. Результатом может быть либо «гудение», либо скачок уплотнения может перемещаться вперед, в точку более интенсивного замыкающего скачка уплотнения, сильно впереди предполагаемого местоположения. Это состояние имеет следствием значительно более высокие потери полного давления и меняющиеся давления на двигатель (искажение).
Система стабилизирующего стравливания представляет собой дополнительную потерю суммарной силы тяги системы, так как она требует дополнительной потери давления (или механической прокачки) для порождения потока стравливания.
Дополнительным следствием почти изоэнтропического сжатия с низкими потерями для воздухозаборников внешнего сжатия является волновое сопротивление обтекателя. Для того чтобы формировать скачки уплотнения для сверхзвукового сжатия с низкими потерями, поток должен быть повернут от направления свободного потока. Чем больше требуемый коэффициент полезного действия или расчетное число Маха, тем больше угол поворота потока. Для типичного воздухозаборника с внешним сжатием с некоторым сбросом вокруг кромки воздухозаборника (локальное число Маха/число Маха=1 или М/М*<1) поток, сбрасывающийся вокруг наружной стороны кромки воздухозаборника, несет потерю силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления (добавочное аэродинамическое сопротивление). Добавочное аэродинамическое сопротивление является функцией угла потока, и, таким образом, полная суммарная сила тяги становится компромиссом между потерей восстановления давления благодаря системе сжатия воздухозаборника двигателя и дополнительным аэродинамическим сопротивлением воздухозаборника. Максимальная сила тяги возникает при меньшем чем изоэнтропическое сжатие (смотрите AIAA 2004-4492 Multidisciplinary Optimization of a Supersonic Inlet Using a Cartesian CDF Method» («Многоцелевая оптимизация сверхзвукового воздухозаборника с использованием декартовского метода CDF») paper by Rodriguez).
Современные концепции коммерческих сверхзвуковых летательных аппаратов предвосхищают использование скорее двухконтурных турбовентиляторных двигателей, чем традиционных турбореактивных двигателей, таких как на Конкорде. Двухконтурный турбовентиляторный двигатель отличен от турбореактивного двигателя перепусканием дополнительного воздуха из начальных вентиляторных ступеней вокруг наружной стороны внутреннего контура двигателя (компрессора, камеры сгорания и турбины), обеспечивающим улучшенный коэффициент полезного действия движителя и пониженный шум. Отличительный признак турбовентиляторного двигателя состоит в том, что уменьшения в суммарной силе тяги из-за потерь восстановления давления воздухозаборника являются значительно меньшими для наружного воздуха вентилятора, чем для воздуха внутреннего контура, предназначенного для прохождения через внутренний контур двигателя.
Изобретение также в целом относится к конструкциям воздухозаборника двигателя сверхзвукового летательного аппарата, эффективно работающим на широком диапазоне режимов от очень низких скоростей для взлета до очень высокоскоростного крейсерского полета.
Летательный аппарат с приводом от реактивного двигателя извлекает силу тяги посредством турбореактивного двигателя или турбовентиляторных двигателей, которые вызывают поток через воздухозаборник, повышают давление и температуру вызванного потока и выбрасывают его из соответствующего сопла на более высокой скорости, чем когда он входил. Критической сложной задачей для успешного проектирования сверхзвукового летательного аппарата являются системы воздухозаборника, которые могут работать в режимах низкой скорости и высокой силы тяги для взлета и в условиях полета, находящихся в диапазоне от дозвуковых до околозвуковых и сверхзвуковых режимов. Типично воздухозаборник, сконструированный для эффективного сверхзвукового крейсерского полета с низким аэродинамическим сопротивлением имеет отличительный признак очень тонких острых кромок воздухозаборника. На низких скоростях, необходимых для взлета и начального набора высоты, двигатель требует очень высокого расхода воздуха и вызывает скорости воздушного потока возле кромок воздухозаборника гораздо большие, чем скорость свободного потока. Это имеет следствием «местное сужение потока», типичное для потока через снабженное острыми краями отверстие, которое ограничивает расход и создает большие отрывы потока, потери давления и искажения, которые неприемлемы для двигателя. Предыдущим решением для этой дилеммы был «перемещающийся обтекатель», в котором воздухозаборник был сделан в двух частях из условия, чтобы самая передняя часть, включающая в себя острые сверхзвуковые кромки, смещалась далеко вперед от задней части воздухозаборника и открывала второй воздухозаборник, пригодный для засасывания дополнительного воздуха через боковой проем, создаваемый между передней и задней секциями воздухозаборника.
Дополнительной сложной задачей для сверхзвуковых воздухозаборников является приспосабливание к изменяющимся требованиям в зависимости от скорости. Типично они включают в себя передний скос или клиновидную поверхность впереди замкнутой части воздухозаборника, которая представляет угол к потоку для формирования системы слабых скачков уплотнения, чтобы замедлять и сжимать воздух перед входом в замкнутую часть воздухозаборника. Идеальный угол скоса для такого воздухозаборника изменяется в зависимости от числа Маха.
Третьей трудностью является изменяющаяся характеристика потреблений воздушного потока у двигателя. Часто по мере того, как число Маха возрастает, двигатель будет принимать меньше воздуха, чем предусмотрено системой воздухозаборника, и избыток должен сбрасываться вокруг воздухозаборника или перепускаться через некоторые вспомогательные проемы во внутренних и внешних поверхностях воздухозаборника. В сверхзвуковом потоке обычно перепускание воздуха, после того как он забран в воздухозаборник, создает меньшую потерю силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления на летательном аппарате, чем его сброс впереди воздухозаборника. Многие сверхзвуковые летательные аппараты включали в себя сложные и тяжелые системы изменяемого скоса и перепускания для приспосабливания к этим проблемам сверхзвукового согласования.
Необходимы усовершенствования для предоставления более легкого, более эффективного и менее сложного средства для приспосабливания к разнообразным требованиям к воздухозаборникам сверхзвуковых летательных аппаратов.
Изобретение, кроме того, в целом относится к эффективному сопряжению сопла реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата с фюзеляжем летательного аппарата, а также к эффективному сопряжению гондолы двигателя с фюзеляжем.
Летательный аппарат с приводом от реактивного двигателя извлекает требуемую силу тяги посредством двигателей, которые забирают воздух свободного потока, повышают давление и температуру воздуха и повторно ускоряют такой воздух до более высокой скорости, чем когда он входил. Критической частью двигательной установки является сопло, которое принимает воздух, который покидает двигатель при высоком полном давлении, но пониженной скорости, и ускоряет его до более высокой скорости истечения. Для сверхзвукового летательного аппарата коэффициент давления (полного давления выхлопа двигателя, деленного на давление окружающей среды) превышает критический коэффициент давления и требует расширения выхлопа с дозвуковой до сверхзвуковой скорости. Сопло должно предоставлять тщательно сконструированный проток для предоставления возможности этого расширения с минимальной потерей полного давления из-за скачков уплотнения. Проток типичного сопла вызывает уменьшение площади по мере того, как поток разгоняется с дозвуковой скорости на выхлопе двигателя, до минимальной площади проходного сечения, где поток достигает звуковой скорости (число Маха 1,0) и откуда вновь расширяется по площади, чтобы разгонять поток до окончательной сверхзвуковой скорости.
Наиболее стандартным соплом для таких применений является конфузорно-диффузорное сопло или C-D-сопло. Эффективность стационарного C-D-сопла значительно меняется в зависимости от разных требуемых коэффициентов давления и режимов работы сверхзвукового летательного аппарата, тогда как было обнаружено, что сопло «с центральным телом» выдавало сравнимый с C-D-соплом пиковый коэффициент полезного действия с меньшей потерей коэффициента полезного действия вдали от расчетного режима работы. Сопло с центральным телом состоит из наружного кругового канала обтекателя с внутренним стержнем, расположенным в центре, но выступающим за плоскость выхода наружного канала. Большая часть (но необязательно все) из сверхзвукового расширения происходит на открытой наружу поверхности стержня. Расширение потока до сверхзвуковой скорости с минимальной потерей давления требует почти изоэнтропического расширения и включает в себя поворачивание потока на определенный угол. Достижение максимальной силы тяги из сопла требует, чтобы при своей конечной разогнанной скорости поток должен был приблизительно выровнен с направлением полета. Это, в свою очередь, требует, чтобы перед сверхзвуковым расширением поток должен быть повернут по направлению на стержень, давая в результате внешнюю поверхность гондолы непосредственно впереди выходных кромок сопла, представляющую значительный угол по отношению к внешнему потоку. Этот угол вынуждает внешний поток локально расширяться, создавая зону отрицательного давления и аэродинамическое сопротивление на поверхности гондолы. Это аэродинамическое сопротивление названо «кормовым сопротивлением».
Есть необходимость в усовершенствованиях сопел реактивного двигателя, которые дают эффективное преобразование силы тяги в широких рабочих диапазонах. Есть потребность в конфигурациях гондолы двигателя, фюзеляжа и крыла в сочетаниях, которые значительно снижают потери силы тяги из-за увеличения кормового сопротивления на сверхзвуке.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Одна из главных целей изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствованную конструкцию воздухозаборника, которая удовлетворяет потребность в повышенном коэффициенте полезного действия. В своей основе усовершенствованная конструкция содержит:
a) скос воздухозаборника и кромку обтекателя, расположенную наружу на расстоянии от скоса, так что входящий воздух протекает между скосом и кромкой,
b) скос кромки, сконфигурированный для создания первого косого скачка уплотнения, который тянется наружу от передней части скоса, чтобы проходить спереди кромки, и замыкающего скачка уплотнения, который тянется наружу из направленной назад части скоса до одного из следующего:
0
х) области непосредственно впереди кромки
1
х) по существу до упомянутой кромки.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предложить скос воздухозаборника, который в осевых радиальных плоскостях имеет первую промежуточную часть, которая имеет неглубокую вогнутость, сконфигурированную для создания дополнительного косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой первой промежуточной части, как правило, спереди кромки и в пределах протока воздуха через сопло.
Дополнительная цель состоит в том, чтобы предусмотреть, чтобы скос имел вторую относительно промежуточную протяженность, которая является относительно прямой и расположена позади от упомянутой первой промежуточной части, и сконфигурирована для создания косого скачка уплотнения или скачков уплотнения, которые тянутся от упомянутой второй промежуточной части по направлению к части упомянутого замыкающего скачка уплотнения, которая расположена на расстоянии от кромки.
Дополнительные цели включают в себя расположение двигателя на сверхзвуковом летательном аппарате близко к фюзеляжу и перекрывающим заднюю кромку крыла с вдавливанием стороны фюзеляжа, обращенной к гондоле двигателя, для конфигурирования по правилу площадей. В одной из конфигураций кромка обтекателя двигателя наклонена наружу и назад от поперечной плоскости под прямым углом к продольной оси фюзеляжа, и два таких двигателя предусмотрены на и близко к противоположных(ым) сторонах(ам) фюзеляжа, когда перекрытое крыло расположено позади средней точки длины фюзеляжа. В своей основе воздухозаборник сконфигурирован, чтобы иметь неравномерное восстановление давления и систему скачков уплотнения из потока внутреннего контура в наружный поток вентилятора.
Еще одна главная цель изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствования в практических воздухозаборниках реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, которые удовлетворяют вышеприведенным требованиям. Изобретение предлагает воздухозаборник, разделенный поперек на две или три секции. Самая передняя секция содержит неосесимметричный сверхзвуковой воздухозаборник с выступающей вперед поверхностью (по типу воздухозаборников с 2-хмерным (2-D) скосом, отслеживаемыми потоком воздухозаборниками и воздухозаборником с круговым градиентным восстановлением).
Дополнительная главная цель изобретения состоит в том, чтобы предложить усовершенствования в конфигурациях гондолы и сопла реактивного двигателя сверхзвукового летательного аппарата, которые удовлетворяют описанным требованиям. Этот аспект изобретения предусматривает размещение кормовой (повернутой) части сопла поперечно ближе к фюзеляжу летательного аппарата, чем скос расширения выхлопа двигателя, как в установках, в которых двигатель расположен поблизости от фюзеляжа. Как будет видно, самая задняя кромка гондолы может определять выпускное отверстие сопла, где плоскость, содержащая такую кромку, «скошена», чтобы быть наклоненной вперед и по направлению к фюзеляжу.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предложить фюзеляж с уменьшенными поперечными сечениями по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондоле реактивного двигателя. Могут быть предусмотрены конфигурации с двумя такими двигателями на противоположных сторонах фюзеляжа, как будет показано.
Еще одна цель состоит в том, чтобы предусмотреть выполнение правила площадей уменьшенных поперечных сечений фюзеляжа относительно гондолы двигателя или гондол для улучшенного коэффициента полезного действия. Такое выполнение правил площадей может принимать во внимание местоположение зоны корневой части крыла относительно перекрывания крыла гондолой или гондолами, по длине или длинам гондолы.
Эти и другие цели и преимущества изобретения, а также подробности иллюстративного варианта осуществления будут полнее понятны из последующего описания изобретения и чертежей, на которых:
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Фиг.1 - вид, показывающий сверхзвуковой летательный аппарат, заключающий в себе изобретение;
фиг.2 - схема, иллюстрирующая систему сжатия воздуха для базового воздухозаборника внешнего сжатия с двумя скачками уплотнения;
фиг.3 - схематическая иллюстрация изоэнтропического сверхзвукового воздухозаборника;
фиг.4 показывает систему скачков уплотнения воздухозаборника с градиентным восстановлением давления;
фиг.5 показывает распределение восстановлений лобового давления на поверхности вентилятора двигателя для двигателя, имеющего базовую систему двумерного скоса;
фиг.6 показывает контуры восстановления лобового давления для трехмерного воздухозаборника со скосом градиентного сжатия;
фиг.7 показывает контуры числа Маха на виде в изометрии трехмерно сконструированного воздухозаборника двигателя для числа Маха 1,5;
фиг.1′ и 2′ показывают воздухозаборники двигателя в раздельных секциях;
фиг.3′ показывает вторую секцию, удерживаемую в контакте с первой секцией упругой конструкцией;
фиг.4′ также показывает многочисленные секции;
фиг.1′′ - схема, показывающая геометрию сопла с центральным телом (частичное сечение от центральной линии до обтекателя);
фиг.2′′ - вид, показывающий сверхзвуковой летательный аппарат, включающий в себя этот аспект изобретения;
фиг.3′′ - вид сверху части летательного аппарата по фиг.2;
фиг.4′′ - вид, показывающий геометрию поверхности скошенного сопла реактивного двигателя;
фиг.5′′ - график, показывающий последовательность контуров давления сопла и линии протоков (для высокого коэффициента давления при сверхзвуковой скорости летательного аппарата);
фиг.6′′ - график, показывающий последовательность контуров давления сопла и линии протоков (для низкого коэффициента давления в условиях низкой скорости летательного аппарата); и
фиг.7 - вид сверху летательного аппарата, показывающий векторы силы тяги для сверхзвукового и дозвукового режимов.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
На фиг.1 два двигателя 10, заключающие в себе изобретение, показаны в качестве установленных близко к противоположным сторонам фюзеляжа 11 сверхзвукового летательного аппарата 12. Летательный аппарат имеет хвост 13, крыло 14, расположенное позади от средней точки полной длины фюзеляжа. Передние протяженности двигателей перекрывают две секции 14а и 14b крыла, как показано. Фюзеляж типично вдавлен по своей длине, близко к двигателям, для целей выполнения правила площадей, что касается ближайших гондол двигателей и секций крыльев, на их корневых концах.
Фиг.2 схема, иллюстрирующая систему сжатия для базового воздухозаборника 20 внешнего сжатия с двумя скачками уплотнения. Скос 21 (или стержень) вызывает систему 22 начальных косых скачков уплотнения, за которой следует замыкающий скачок 23 уплотнения. Оба скачка уплотнения вызывают потерю полного давления, зависящую от их соответственных интенсивностей. В соответствии с идеалом косой скачок уплотнения и замыкающий скачок уплотнения - оба фокусируются на кромке воздухозаборника, у 24, с нулевым сбросом и нулевой добавочной потерей силы тяги из-за увеличения аэродинамического сопротивления. По причинам устойчивости, обсужденным ранее, однако практические воздухозаборники конструируются, чтобы иметь прохождение скачков уплотнения слегка впереди воздухозаборника и предоставлять возможность некоторого сброса, как описано выше. Показаны протяженности 25а и 25b кожуха гондолы 25. Стрелки 26а и 26b показывают проток входящего воздуха.
Фиг.3 иллюстрирует систему почти изоэнтропических внешних сжатий с системой 28 скачков уплотнения, сфокусированную полностью на кромке 24 обтекателя. Здесь скос 29 профилирован кривой, у 30, для обеспечения последовательности 28а бесконечно слабых скачков уплотнения. Геометрия скоса для изоэнтропического сжатия создает теоретически нулевую потерю давления вплоть до точки замыкающего скачка 35 уплотнения. Изознтропическое сжатие порождает меньшую потерю полного давления, но поворачивает поток на больший угол, вызывая дополнительное аэродинамическое сопротивление обтекателя. Смотрите стрелку 36.
Системы многочисленных скачков уплотнения и изоэнтропического плюс замыкающего скачка уплотнения были подтверждены на практике посредством использования стержней в круглых геометриях воздухозаборника (то есть летательном аппарате В-58, SR-71) или сегментах круга (то есть F-104), а также 2-мерных прямоугольных воздухозаборниках (F-15, B-1, F-22). В последнее время были предложены закругленные 3-мерные варианты базовых 2-мерных прямоугольных воздухозаборников с одинаковыми характеристиками базовой системы внешних скачков уплотнения, использующие технологии отслеживания потока, такие как описанные в патенте, выданном Дэвису.
Настоящее изобретение использует меняющуюся интенсивность скачка уплотнения, как проиллюстрировано на фиг.4. Как показано, поток 40 воздухозаборника, прежде всего, поворачивается, у 41, на относительно пологий угол, уменьшая свое число Маха и увеличивая статическое давление. Начальный косой скачок 42 уплотнения сфокусирован непосредственно впереди кромки 43 воздухозаборника. За этим следует относительно прямая секция 44 скоса, дающая небольшое или никакое дополнительное сжатие. Вторая система 45 сжатия скоса следует за прямой секцией и является неглубоко вогнутой. Система 47 вторичных косых скачков уплотнения фокусируется внутри кромки воздухозаборника и пересекает замыкающий скачок 49 уплотнения, у 50. Посредством задержки фокуса второй системы скачков уплотнения, которая должна быть внутри кромки, аэродинамическое сопротивление обтекателя является функцией угла поворота системы начальных скачков уплотнения с более низким углом, а не вторичных, таким образом, предоставляя возможность меньшего угла кромки обтекателя и уменьшенного аэродинамического сопротивления по сравнению с традиционной системой скачков уплотнения с тем же восстановлением полного давления.
За системой вторичных косых скачков уплотнения следует более прямолинейная секция 52 скоса низкой или нулевой кривизны так, чтобы поток в средней или центральной части воздухозаборника приводился к низкому сверхзвуковому числу Маха перед сбиванием в слабом замыкающем скачке уплотнения. Впереди замыкающего скачка 49 уплотнения, однако, скос затем отгибается, у 54, на до некоторой степени уменьшенный угол, из условия, чтобы поток, ближайший к скосу сжатия, повторно ускорялся обратно до более высокого числа Маха перед замыкающим скачком уплотнения. Результирующая система сжатия имеет отличительный признак более слабого замыкающего скачка уплотнения и уменьшенной потери полного давления в средней части воздухозаборника и более высокой потери давления, но меньшего угла поворота и аэродинамического сопротивления для внешней части потока. Это повышает суммарную силу тяги системы сверхзвукового турбовентиляторного двигателя посредством предоставления возможности меньшей потери давления в воздухе более чувствительного внутреннего контура наряду с предоставлением возможности более интенсивного замыкающего скачка уплотнения для устойчивости в менее чувствительных перепускных воздушных областях.
Коэффициент полезного действия воздухозаборника часто сравнивается в показателях восстановления лобового давления, нулевая потеря в полном давлении представляет 100% восстановления лобового давления. Предполагается, что градиентное восстановление давления должно давать восстановления лобового давления, приближающиеся к 100% в центре воздухозаборника, где поток будет проходить во внутренний контур высокого давления турбовентиляторного двигателя 56 за ним, наряду с созданием слегка меньших восстановлений лобового давления (порядка на 1-5% меньших) для внешнего потока, у 57, который будет обходить внутренний контур двигателя.
Фиг.5 иллюстрирует CFD-анализ (вычислительной гидродинамики) кодов Эйлера воздухозаборника, включающего в себя конструкцию градиентного восстановления давления по изобретению. Градиенты различного цвета показывают распределение восстановления лобового давления на передней поверхности вентилятора двигателя для воздухозаборника, сконструированного с системой базового двухмерного скоса (то есть все образующие кривизны скоса сжатия появляются вдоль последовательности расположенных друг над другом плоскостей, без кривизны вдоль плоскостей, перпендикулярных образующим плоскостям). Результирующее распределение восстановления давления окаймлено зонами самого высокого восстановления (97-99%) давления, имеющими место в середине, и зонами пониженного восстановления (91-97%), имеющими место вдоль внешних областей.
Неравномерное восстановление давления является неизбежным в практических воздухозаборниках с дополнительным влиянием вязких пограничных слоев вдоль стенок воздухозаборника. Неравномерные восстановления давления имеют склонность повышать усталость лопастей вентилятора и компрессора и снижать необходимый запас от глушения или помпажа. Все двигатели должны проектироваться с некоторым допуском на неравномерное распределение давления, порядка или меньшим чем 5%. В этом отношении требуется более округлое распределение восстановления лобового давления, и это достигается предоставлением 3-мерной кривой скоса. Более желательная круговая схема достижима добавлением легкой обратной кривизны в плоскостях, описывающих фигуру на 180 градусов от центра воздухозаборника.
Неравномерный анализ восстановления лобового давления при числе Маха 1,6 для воздухозаборника, сконструированного таким образом, проиллюстрирован на фиг.6.
Еще одним преимуществом изобретения является большая устойчивость к воздействиям пограничного слоя, снижающая или устраняющая необходимость в стравливаниях замыкающих скачков уплотнения. Посредством повторного ускорения внутреннего потока за системой вторичных косых скачков уплотнения утолщение или отрыв пограничного слоя стабилизируется. Это пояснено, как изложено ниже: повторно ускоренный поток проходит через относительно интенсивный замыкающий скачок уплотнения и утолщает или отрывает пограничный слой. Утолщенный пограничный слой имеет склонность усиливать замыкающий скачок уплотнения и перемещать его вперед в воздухозаборнике, однако обратная кривизна скоса стремится ослабить замыкающий скачок уплотнения по мере того, как он перемещается вперед, таким образом, стабилизируя скачок уплотнения. Утолщенный или оторванный пограничный слой за этой зоной локального скачка уплотнения мог бы вызвать неприемлемое искажение давления на двигатель и нуждался бы в стравливании из системы, однако по сравнению с традиционным стравливанием замыкающего скачка уплотнения он стравливается ниже по потоку от системы замыкающих скачков уплотнения, где гораздо большее статическое давление (и меньшая потеря полного давления) имеется в распоряжении для порождения потока стравливания.
Эта система локальных скачков уплотнения проиллюстрирована на фиг.7, показывающей контуры числа Маха на виде в изометрии 3-мерно спроектированного воздухозаборника, при числе Маха 1,5. На заостренном конце скоса сжатия видно, что поток локально повторно ускоряется на пике и сбивается за ним. Если поток должен был уменьшаться, замыкающий скачок уплотнения слегка перешел бы скос, локально снижая число Маха и ослабляя замыкающий скачок уплотнения.
В варианте осуществления изобретения, как видно на фиг.1′ и 2′, воздухозаборник разделен поперек на три отдельных секции, подвижную переднюю секцию 100 воздухозаборника, вторую подвижную перепускную секцию 101 и третью секцию 102, зафиксированную к переднему воздухоприемнику 103 двигателя 104.
Переднее перемещение второй секции относительно третьей секции открывает наклоненную назад противостоящую щель 105, пригодную для эффективного перепускания воздуха, превышающего потребность двигателя, для высокоскоростного полета. Количество перепускаемого воздуха регулируется расстоянием перемещения второй секции относительно третьей.
Переднее продольное перемещение самой передней секции воздухозаборника относительно второй секции, выставляет округлую притупленную кромку 106 на ведущей кромке 107 второй секции 101, пригодную для эффективного захвата дополнительного воздуха на низких скоростях, около периферии проема, созданного разделением двух секций.
Для средних крейсерских скоростей (типично от высокой дозвуковой до низкой сверхзвуковой скоростей) воздухозаборник находится в номинальном закрытом положении. В этом положении зона перепускания, определенная зазором 107 между второй и третьей секциями, может быть полностью закрыта или ей может быть предоставлена возможность быть всегда открытой на небольшую величину, чтобы вызывать небольшое стравливание воздуха пограничного слоя воздухозаборника из двигателя для сниженного искажения потока на воздухозаборнике двигателя. По мере того как потребление двигателя снижается, благодаря повышенной скорости или уменьшенной мощности, первая и вторая секция перемещаются вперед вместе относительно третьей секции, увеличивая перепускной проем и предоставляя избыточному воздуху воздухозаборника возможность перепускаться, на наружную поверхность. По мере того как две секции перемещаются вперед, первая секция (воздухозаборник) может вынуждаться слегка наклоняться относительно второй секции, таким образом подстраивая угол воздухозаборника к комбинации числа Маха и потребления двигателя. Этот относительный поворот может выполняться посредством системы поводковой или рычажной передачи, в целом показанной на 109. Силовые приводы в целом показаны на 110.
В варианте осуществления фиг.3′ а)-d) вторая секция удерживается в контакте с первой секцией посредством пружин или эластичной рычажной передачи 111 из условия, чтобы оба перемещались бы вместе для работы перепускного канала. Механические стопоры установлены, чтобы ограничивать перепускной проем максимальным значением, и дополнительное перемещение, передаваемое на самую переднюю секцию воздухозаборника, действует, чтобы раскрывать вспомогательный проем 112 малой скорости. Таким образом, обе функции, перепускания и малой скорости, могут контролироваться одним силовым приводом 110. В еще одном варианте осуществления перемещение входной секции и второй секции, и угол наклона воздухозаборника выполняются посредством независимых силовых приводов, предоставляя возможность полного управления тремя функциями раздельно.
В дополнительном варианте осуществления изобретения, как видно на фиг.4′, перепускание, низкая скорость и угол наклона воздухозаборника достигаются двумя секциями обтекателя, передней секцией 113 воздухозаборника и неподвижной задней секцией 114. В этом случае зазор между передней и задней секциями заключает в себе геометрию, пригодную для функции перепускания, когда секции находятся в непосредственной близости друг от друга, а когда разведены дальше, более широкий зазор между ними обеспечивает функцию добавочного воздуха малой скорости. Как в первом варианте осуществления, относительный угол передней секции воздухозаборника относительно задней секции может регулироваться посредством системы поводковой или рычажной передачи или независимо регулироваться дополнительной системой силовых приводов, в целом показанных на 115.
Фиг.1′′ показывает геометрию сопла с центральным телом в сечении, взятом вдоль центральной линии 10′′ двигателя, обтекатель или гондолу, указанные у 11′′. Корма гондолы или наклоненная назад стенка показана у 11′′а, с аэродинамическим сопротивлением, имеющим место, как у 13′′. Линии чисел Маха показаны у 44′′ и тянутся между задней кромкой 11′′b кормы и поверхности 14′′ скоса, вдоль которых происходит расширение выхлопа. Линии потока показаны у 15′′.
Угол, на который должен поворачиваться поток, является функцией коэффициента полного давления между потоком и локальными окружающими условиями, с большими коэффициентами давления (и числами Маха), требующими больших углов поворота. Часть внешнего канала, искривленная вовнутрь в проходном сечении, известна как «корма». При сверхзвуковом полете поток, внешний по отношению к каналу, будет создавать потерю на аэродинамическое сопротивление, когда он сталкивается с кормой и является функцией кормового угла.
Фиг.2′′ и 3′′ показывают сверхзвуковой летательный аппарат 20′′, имеющий фюзеляж 21′′, а также первый и второй реактивные двигатели 22′′ и 23′′ с гондолами 22′′а и 23′′а. Двигатели тянутся на в целом противоположных сторонах фюзеляжа 21′′, и они могут перекрывать вперед крыло 24′′, имеющее левую и правую секции 24′′а и 24′′b, которые тянутся ближе всего к фюзеляжу. Хвост летательного аппарата показывается у 25′′.
Двигатели заключают в себе геометрию фиг.1′′ и расположены так, что кормовые части 11′′а расположены сбоку ближе к фюзеляжу, чем скосы расширения выхлопа. Смотрите фиг.1′′, показывающую сторону 21′′а фюзеляжа с относительно узким или уменьшенным зазором 28′′ потока, показанным между 11′′а и 21′′а. Геометрия является такой, что создаются направленные назад векторы силы тяги, как видно на 30′′ (для сверхзвуковой) и на 31′′, (для дозвуковой) на фиг.7′′.
Уменьшение кормового сопротивления вытекает из близости к корпусу фюзеляжа, показанному линией 21′′а на фиг.1′′ и 3′′, и в качестве расширяющихся сечений по контурной линии 21′′а.
В дополнение к уменьшению кормового сопротивления благодаря близости к расширяющемуся корпусу фюзеляжа изобретение обеспечивает дополнительное преимущество уменьшенного момента рыскания и размера киля, необходимого, чтобы противостоять отказу двигателя на низкой скорости, такой как при взлете. Это происходит вследствие асимметричной характеристики вектора силы тяги для разных коэффициентов давления сопла. Это проиллюстрировано в векторах потока из CFD-анализа геометрии сопла, включающей в себя поверхность поверхностного расширения. Фиг.5′′ показывает протоки для сопла, работающего при высоком коэффициенте давления, типичном для сверхзвукового режима работы. Здесь сопло находится при расчетной мощности, а поток повернут почти по одной линии с направлением свободного потока.
По мере того как коэффициент давления сопла падает ниже его расчетной точки, такой как для низкоскоростного режима, такого как взлет, угол поворота уменьшается, и поток стремится следовать углу скоса расширения, меняя направление вектора силы тяги.
Для сопла, скомпонованного, как описано далее, по отношению к фюзеляжу, суммарный вектор силы тяги слегка наклонен по направлению к центру тяжести, уменьшая момент рыскания, формируемый, если двигатель на одной стороне находится при уменьшенной силе тяги по сравнению с другим, например, в отказавшем состоянии двигателя. Это предоставляет килю и рулю направления уменьшенного размера возможность сохранять управление летательным аппаратом в условиях аварийного отказа двигателя на низкой скорости с необходимым снижением веса и аэродинамического сопротивления.
Дополнительным преимуществом по отношению к конфигурации сопла с обращенным вовнутрь скосом кромки является эффект экранирования фюзеляжа и сопла при уменьшении распространения акустического шума. Она использует фюзеляж и обращенные вовнутрь поверхности расширения сопла для увеличения полезной длины сопла без дополнительной смоченной площади. Эти области могут быть снабжены антивибрационными экранами для дополнительного снижения шума.
Также смотрите фиг.5′′ и 6′′.
Контуры сверхзвукового летательного аппарата предпочтительно «заданы правилом площадей», то есть контуры корпусов летательного аппарата, таких как крылья, фюзеляж и гондолы, формируются так, чтобы сглаживать объединенные площади поперечного сечения корпусов таким образом, чтобы минимизировать потерю силы тяги из-за увеличения волнового сопротивления полной конфигурации. Типично это включает в себя уменьшение поперечного сечения одного корпуса, когда он поблизости от другого корпуса, классическим примером является «осиная талия» фюзеляжа, где крыло пересекает его. Гондола, вмещающая двигатель, систему воздухозаборника и систему выхлопного сопла, представляет большое поперечное сечение. Волновое сопротивление значительно снижается дополнительным уменьшением поперечного сечения фюзеляжа в непосредственной близости к ней.
Фиг.3′′ - закрытое изображение гондолы двигателя с соплом с обращенным внутрь «скосом кромки» и ее взаимное расположение с фюзеляжем. Прилегающий к максимальному сечению гондолы фюзеляж «перехвачен» (сужен в поперечном сечении) в соответствии с соображениями сверхзвукового правила площадей. Дальше по направлению назад поперечное сечение гондолы уменьшается поблизости от выхода сопла, а площадь фюзеляжа расширяется, как у 21′′а, чтобы поддерживать общее поперечное сечение летательного аппарата для выполнения правила площадей. Расширение площади фюзеляжа, смежной с задним концом сопла, дает угол поверхности, симбиотический с кормовым углом, необходимым для выхода сопла, сочетание, уменьшающее аэродинамическое сопротивление кормы благодаря его полному единству с требованиями правила площадей полной конфигурации. Отметим на фиг.3′′ следующие условия:
1) Фюзеляж имеет уменьшенные поперечные сечения по длине фюзеляжа в зонах, ближайших к гондолам первого и второго реактивных двигателей.
2) Уменьшенные сечения фюзеляжа относительно гондол первого и второго реактивных двигателей определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
3) Уменьшенные сечения фюзеляжа относительно обеих гондол реактивных двигателей и относительно секции или секций крыла, ближайших к фюзеляжу, определяют заданные правилом площадей конфигурацию или конфигурации.
4) Зазор 60′′ между гондолой двигателя и боковой поверхностью фюзеляжа типично является меньшим по ширине, чем ширина гондолы двигателя, поперек и наружу от зазора, в боковых положениях по длине зазора.
Пункт 1 формулы изобретения в материалах настоящей заявки ссылается на предпочтительную конструкцию.