ВОЗДУХОЗАБОРНИК СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к конструкциям воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей (ВРД) высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА).
ВРД представляет собой силовую установку (СУ) для приведения в движение ЛА в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях. Проблема создания эффективной СУ неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного торможения потока в воздухозаборнике. Для этого необходимо обеспечить запуск воздухозаборника при минимальном рабочем числе Маха, минимальные потери полного давления по тракту воздухозаборника, максимальную равномерность потока перед форсунками камеры сгорания во всем диапазоне скоростей и уменьшить сопротивление воздухозаборника и его мотогондолы при их размещении на ЛА. Воздухозаборник на гиперзвуковых ЛА часто размещают на фюзеляже и реже под крылом. Однако при больших скоростях полета на поверхностях ЛА перед воздухозаборником накапливается низкоэнергетический пограничный слой, проникающий в воздухозаборник и ухудшающий эффективность торможения потока и вызывающий, в итоге, уменьшение эффективной тяги двигателя. Для борьбы с этим явлением применяют систему управления пограничным слоем, которая обычно обеспечивает слив пограничного слоя до входа в воздухозаборник.
Известен гиперзвуковой воздухозаборник ВРД (RU 2051074, 1995), который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена панелями с каналами перфорации. Для работы системы перфорации используется охлаждение газа, идущего по каналам с помощью теплообменников, что приводит к уменьшению эффективной тяги, дополнительным теплопотерям и усложнению конструкции воздухозаборника. Также недостатком данного технического решения является то, что при больших скоростях плоская конструкция воздухозаборника не позволяет в полной мере уменьшить его эффективное сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу СУ.
Известен воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового ЛА (RU 2353550, 2009), который содержит пространственный клин, обечайку с криволинейной передней кромкой и конфузорной поверхностью торможения, боковые стенки, систему слива пограничного слоя в горле воздухозаборника через щель или перфорацию и криволинейный дозвуковой диффузор. Воздухозаборник осуществляет основное удаление пограничного слоя в стороны до входа в канал с помощью стреловидных клиньев сжатия и боковых щелей. Клинья сжатия являются поверхностями торможения воздухозаборника. Эффективность управления пограничным слоем достигается его удалением до входа в воздухозаборник как на режимах запуска воздухозаборника и малых числах Маха полета, так и на крейсерском режиме с уменьшением расхода перепускаемого воздуха через боковые щели и, следовательно, уменьшением дополнительного сопротивления (сопротивления по «жидкой линии») и сопротивления слива через щели в боковых стенках («щеках») и в сечении горла.
Недостатком данного технического решения является то, что на гиперзвуковых скоростях требуется уменьшение площади горла для эффективного торможения потока и значительное регулирование канала воздухозаборника, что приводит к усложнению конструкции.
Также близким техническим решением является схема воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового ЛА (RU 149896, 2015), которая содержит пространственный клин, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором. Боковые стенки выполнены со стреловидными кромками, начинающимися от клина, где его ширина в проекции достигает значения равного ширине канала воздухозаборника и продолжающимися до обечайки. Система слива пограничного слоя расположена за пространственным клином перед сечением горла на поверхности, являющейся продолжением клина, и включает отверстия, коллектор и магистрали для удаления пограничного слоя наружу. Отверстия для слива пограничного слоя выполнены в виде перфорации или щелей. На обечайке воздухозаборника установлены на шарнирах герметично сопрягаемые панели. Панели изготовлены из биметаллических материалов с памятью формы. Кроме того, на воздухозаборнике установлены генераторы синтетических струй воздуха, соединенные с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15% величины площади входа воздухозаборника. Генераторы синтетических струй позволяют создать потоки воздуха в канал при нулевом расходе воздуха в источнике. Синтетические струи воздуха представляют собой последовательность вихрей, эжектирующих набегающий поток воздуха в заданном направлении.
Основным недостатком данного технического решения является то, что при гиперзвуковых скоростях для уменьшения лобового сопротивления и увеличения полного давления на выходе воздухозаборника необходимо проектировать воздухозаборник смешенного сжатия со значительным участком внутреннего торможения с геометрическим поджатием меньших 0.6, что создает трудности при запуске этого воздухозаборника, реализации сверхзвукового втекания в воздухозаборник и поддержании этого режима во время работы двигателя.
Наиболее близким техническим решением является воздухозаборник сверхзвукового ЛА (RU №138495, 2014). Полезная модель улучшает характеристики ВРД сверхзвукового ЛА обеспечением эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей полета. Указанный технический результат достигается тем, что воздухозаборник сверхзвукового ЛА содержит поверхность торможения, обечайку, канал воздухозаборника с горлом и систему перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения перед горлом. Система перепуска воздуха выполнена в виде отверстий, сообщающихся с камерой, включающей сопло на выходе.
Основным недостатком данного технического решения является то, что перепуск воздуха на нерасчетных режимах работы перед обечайкой осуществляется под большими углами к направлению набегающего потока, что ведет к значительному росту дополнительного (по «жидкой» линии) сопротивления воздухозаборного устройства и уменьшению эффективной тяги СУ ЛА. Также недостатком данного технического решения является то, что система перепуска работает непрерывно во время полета, что создает огромные тепловые нагрузки из-за высоких значений температуры торможения (выше 1600 К).
В основу полезной модели положено решение следующих задач:
- уменьшение лобового сопротивления;
- увеличение степени сжатия;
- снижение тепловых нагрузок;
- улучшение смешения топлива и увеличение полноты сгорания в камере сгорания;
- увеличение коэффициента расхода воздуха;
- повышение устойчивости течения;
- отсутствие срывов потока в канале воздухозаборника;
- улучшение характеристик воздухозаборника.
Технический результат заключается в повышении значения коэффициента полного давления на выходе воздухозаборника.
Поставленные задачи решаются тем, что воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата содержит поверхность торможения, обечайку, канал воздухозаборника с участком внутреннего сжатия, горлом и выходом, связанным с камерой сгорания, систему перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения перед горлом, выполненную в виде отверстий в поверхности торможения. Воздухозаборник снабжен системой импульсного запуска, соединенной каналами с отверстиями для перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения перед горлом, канал воздухозаборника дополнительно снабжен диффузором, размещенным между горлом и выходом. Система импульсного запуска выполнена в виде замкнутой полости, содержащая цилиндр и поршневой механизм с подвижным поршнем и приводом, где подвижный поршень выполнен с возможностью перемещения в цилиндре.
Новым в полезной модели также является то, что система импульсного запуска содержит форсунку для подачи топлива, снабженную устройством регулирования расхода топлива.
Подвижный поршень выполнен с возможностью однократного перемещения между двумя крайними точками в цилиндре.
Подвижный поршень выполнен с возможностью возвратно-поступательного перемещения в цилиндре по синусоидальному закону.
Техническое решение направлено на создание воздухозаборника сверхзвукового ЛА с высоким значением коэффициента полного давления в выходном сечении, низким лобовым сопротивлением и большой степенью сжатия. Конструкция воздухозаборника обеспечивает заданный коэффициент расхода воздуха, устойчивую работу с отсутствием срывов течения в широком диапазоне чисел Маха, высокоэффективное смешение топлива и увеличение полноты сгорания в камере сгорания за счет предварительной подачи топлива в воздухозаборник.
Технический результат достигается тем, что запуск воздухозаборника осуществляется с помощью импульсного отсоса и вдува в районе горла сверхзвукового воздухозаборника на основе системы импульсного запуска, которая работает только в момент запуска. Средний суммарный расход отсоса и вдува за цикл работы системы импульсного запуска равен 0. Таким образом, резко снижаются тепловые нагрузки на конструкцию воздухозаборника. При использовании системы импульсного запуска повышается устойчивость течения, т.к. при наличии возмущений, способных вызвать срыв в течении воздухозаборника, система может срабатывать повторно. Система перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения перед горлом, соединенная с системой импульсного запуска, позволяет повысить значение коэффициента полного давления на выходе воздухозаборника за счет удаления пограничного слоя в цикле отсоса и подведения дополнительного полного импульса газа при перемещении поршня в цикле вдува.
Система импульсного запуска включает в себя форсунку для предварительной подачи топлива на вход воздухозаборника, что резко улучшает характеристики камеры сгорания прямоточного двигателя из-за улучшения смешения компонент топлива по длине камеры сгорания. Воздухозаборник содержит выход, связанный с камерой сгорания. Применение предварительной подачи топлива в воздухозаборник сверхзвукового прямоточного двигателя улучшает характеристики воздухозаборника и двигателя в целом.
На различных режимах работы прямоточного двигателя со сверхзвуковым воздухозаборником определены следующие его достоинства:
- устойчивые запуск и втекание сверхзвуковой струи в канал воздухозаборника;
- малые потери полного давления по тракту воздухозаборника;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала.
Использование заявляемого технического решения обеспечивает:
- запуск и регулирование воздухозаборника за счет управления параметрами подаваемой струи системой импульсного запуска, что позволяет, соответственно, отказаться от системы его механического регулирования;
- уменьшение вероятности срыва пограничного слоя и повышение устойчивости сверхзвукового воздухозаборника при дросселировании канала;
организацию тепловой завесы для защиты поверхности сверхзвукового воздухозаборника от интенсивных тепловых потоков при больших числах Маха.
Таким образом, решены поставленные в полезной модели задачи, по сравнению с известными аналогами.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием конструкции воздухозаборника сверхзвукового ЛА и его работы со ссылкой на фиг. 1-8, где:
на фиг. 1 изображен схематично продольный разрез воздухозаборника на крейсерском режиме полета;
на фиг. 2 изображен схематично продольный разрез воздухозаборника на режиме срыва течения в нем;
на фиг. 3 изображен схематично продольный разрез воздухозаборника на режиме его запуска;
на фиг. 4 изображен график, где показан закон перемещения поршня по времени на режиме запуска;
на фиг. 5 изображен график, где показан закон перемещения поршня по времени на режиме крейсерского полета;
на фиг. 6 изображен график, где показан закон перемещения поршня по произвольной зависимости от времени y(t);
на фиг. 7 изображена теневая картина течения газа в сверхзвуковом воздухозаборнике на режиме запуска;
на фиг. 8 изображены распределения статического давления по длине канала воздухозаборника.
Воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата содержит (фиг. 1) поверхность торможения 1, обечайку 2, канал воздухозаборника с участком внутреннего сжатия 3, горлом 4 и выходом 5, связанным с камерой сгорания 6 прямоточного двигателя, систему перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения 1 перед горлом 4, выполненную в виде отверстий 7 в поверхности торможения 1. Канал воздухозаборника дополнительно снабжен диффузором 8, размещенным между горлом 4 и выходом 5. Отверстия 7 для перепуска воздуха и отсасывания пограничного слоя на поверхности торможения 1 перед горлом 4 соединены каналами 9 с системой импульсного запуска, выполненной в виде замкнутой полости 10, содержащей форсунку 11 для подачи топлива, цилиндр 12 и поршневой механизм. Поршневой механизм содержит подвижный поршень 13 и привод 14 (например, электропривод). Подвижный поршень 13 выполнен с возможностью перемещения в цилиндре 12. Форсунка 11 для подачи топлива выполнена с отверстием для впрыска топлива с устройством регулирования расхода топлива.
Система импульсного запуска выполнена в виде замкнутой полости 10 и включает поршневой механизм для импульсного засасывания и вдува воздуха в воздухозаборник. Замкнутая полость 10 системы импульсного запуска с помощью каналов 9 сообщается с участком внутреннего сжатия 3 канала воздухозаборника. Подвижный поршень 13 позволяет создавать колебания расхода воздуха при запуске и на расчетном режиме работы воздухозаборника. Причем на расчетном крейсерском режиме подвижный поршень 13 может работать в колебательном режиме, создавая колебания расхода воздуха аналогично работе генератора синтетических струй (ГСС). Также на расчетном режиме может быть включена форсунка 11 для подачи топливной смеси на вход воздухозаборника, что выгодно для гиперзвукового режима полета, так как позволяет улучшить смешение топлива с воздухом в камере сгорания 6 прямоточного двигателя.
Воздухозаборник ЛА работает в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях.
Воздухозаборник с системой импульсного запуска работает следующим образом.
1
1
При достижении необходимой сверхзвуковой скорости полета появляется система 15 косых скачков уплотнения (фиг. 2), идущих от носовых панелей воздухозаборника. На сверхзвуковом режиме полета, когда воздухозаборник находится в незапущенном состоянии, перед кромкой обечайки 2 находится выбитая ударная волна 16. При этом происходит сильное растекание потока перед входом воздухозаборника, что демонстрирует линия 17 тока. Расход воздуха через воздухозаборник и двигатель на режиме срыва течения резко снижается. Для запуска воздухозаборника перемещение поршня 13 приводит к увеличению объема замкнутой полости 10 системы импульсного запуска, созданию разряжения в полости 10 и засасыванию воздуха с пограничным слоем за время Δt через каналы 9. Засасывание воздуха в полость 10 приводит к перераспределению расходов воздуха, идущего в основной канал воздухозаборника и в полость 10, таким образом, что происходит запуск воздухозаборника, то есть устранение выбитой ударной волны 16 перед входом воздухозаборника и установление сверхзвукового втекания в его канал. Вместо выбитой ударной волны 16 возникает присоединенный к передней кромке обечайки 2 косой скачок 18 уплотнения (фиг. 3). Расход воздуха через воздухозаборник резко возрастает, что демонстрирует граничная линия 19 тока. Объем засасываемого воздуха за время Δt должен быть достаточен для импульсного запуска воздухозаборника. Далее при обратном движении поршня 13 происходит вдув наклонной струи из каналов 9 в горло 4, что также способствует запуску и установлению сверхзвукового втекания в горло 4 с наличием косого скачка 18 уплотнения. Закон перемещения поршня 13 по времени на режиме запуска воздухозаборника демонстрирует график (фиг. 4), на котором отмечено значение амплитуды A за время Δt перемещения поршня 13 в цилиндре 12. После запуска воздухозаборника система импульсного запуска может перейти в колебательный режим (фиг. 5), когда поршень 13 перемещается в цилиндре 12 с амплитудой A с периодом Δt. Колебательный режим работы поршня 13 аналогичен режиму работы ГСС, когда на вход воздухозаборника перед горлом 4 вдувается серия вихрей (синтетическая струя), которые улучшают течение на входе, способствуют устранению отрывов потока и уменьшают потери полного давления. На этом же режиме включается форсунка 11 для подачи топлива из замкнутой полости 10 на вход воздухозаборника. За счет нестационарных вихрей топливо более интенсивно распыливается и перемешивается в потоке воздуха, что повышает полноту сгорания в камере сгорания 6 прямоточного двигателя, что особенно важно на гиперзвуковых скоростях. Регулированием периода и амплитуды колебаний поршня 13 изменяется импульсный расход воздуха для устойчивого запуска воздухозаборника и поддержания его работы на расчетном режиме. Закон перемещения поршня 13 по произвольной зависимости от времени y(t) может являться оптимальным при варьировании числа Маха перед воздухозаборником в широких пределах (фиг. 6).
За счет обеспечения эффективного торможения потока в воздухозоборнике улучшаются характеристики ВРД сверхзвукового ЛА в широком диапазоне скоростей.
Существенные признаки полезной модели подтверждены результатами численных исследований различных конфигураций проточной части воздухозаборника с системой импульсного запуска (фиг. 7 и 8).
Обширные исследования выполнялись с использованием программы расчета [Любимов Д.А., “Эффективный метод расчета пространственного обтекания воздухозаборников на околозвуковых скоростях” // Журнал вычислительной математики и математической физики, Т. 31, №9, 1991. С. 1355-1368], основанной на решении стационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, для трехмерных вязких течений. В качестве модели турбулентности выбиралась модель «к-ε». Результаты расчетов подтвердили преимущества, отраженные в заявляемом техническом решении. Экспериментальные расчетные исследования воздухозаборника дополнительно подтвердили расчетные характеристики, выполненные для условий эксперимента, и наблюдалось хорошее соответствие полученных результатов на режиме запуска воздухозаборника (фиг. 7). На фиг. 8 показаны распределения статического давления по длине канала воздухозаборника на режиме запуска с отключенным подвижным поршнем 13 для упрощения проведения расчетного моделирования и сравнения с экспериментом. Хорошее совпадение результатов расчетов и экспериментов подтверждают адекватность расчетного моделирования процесса импульсного запуска сверхзвукового воздухозаборника.
Техническое решение обеспечивает улучшение характеристик, упрощение конструкции и повышение надежности работы воздухозаборника, выполненного с высоким значением коэффициента полного давления в выходном сечении, низким лобовым сопротивлением и большой степенью сжатия.