ВОЗДУХОЗАБОРНИК С ИЗМЕНЯЕМОЙ ГЕОМЕТРИЕЙ ДЛЯ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно, к конструкциям входных устройств высокоскоростных летательных аппаратов.
Проблема создания эффективной силовой установки для летательного аппарата неразрывно связана с необходимостью обеспечения эффективного торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых скоростях. Для этого необходимо обеспечить минимальные потери полного давления по тракту воздухозаборника и дозвукового диффузора, максимальную равномерность потока перед двигателем во всем диапазоне скоростей и уменьшить сопротивление воздухозаборника и дозвукового диффузора при их интеграции с корпусом летательного аппарата. Воздухозаборник на сверхзвуковых летательных аппаратах часто размещают на фюзеляже или под крылом летательного аппарата. В случае такого размещения при высоких скоростях полета на поверхностях летательного аппарата перед воздухозаборником образуется 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 системы управления пограничным слоем, например, путем его отсоса через щели или перфорацию на поверхностях торможения, или слива при установке воздухозаборника на клине на некоторой высоте над поверхностью летательного аппарата с выбросом воздуха наружу (Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов. Изд. ЦАГИ, г. Жуковский, 2002 г., с. 72-73, рис. 3.11, «б», «в», «г»).
В зависимости от схемы летательного аппарата и особенностей его эксплуатации интеграция воздухозаборника с корпусом летательного аппарата (ЛА) может быть различной. Так, например, для разрабатываемых коммерческих самолетов со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета M=l,6-1,8 (Guy Norris, Graham Warwick "Sound Barrier", Aviation Week and Space Technology, #50, June 4/11, 2012) требования минимизации звукового удара и уровня шума на режимах взлета и посадки приводят к необходимости размещения силовой установки сверху на крыле или фюзеляже с возможностью ее дополнительной экранировки вертикальным оперением.
Кроме того, эффективность работы силовой установки на крейсерском режиме в условиях минимального изменения угла атаки приобретает наибольшее значение. При установке на воздухозаборнике клина слива улучшается качество, захватываемого воздуха, но резко возрастает сопротивление воздухозаборника и появляется сопротивление клина слива. Поэтому рассматриваются схемы с установкой воздухозаборника непосредственно на поверхность крыла или фюзеляжа с захватом образующегося низкоэнергетического пограничного слоя, но с использованием систем управления пограничным слоем (Vinogradov, V., Stepanov, V. "Scheme and Inlet Performance of Supersonic Business Aircraft", AIAA Paper 2008 - 4585, presented at 44th Joint Propulsion Conference, Hartford, 20-23 July 2008).
Известен гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя (патент РФ №2051074), который содержит поверхность торможения, обечайку, участок горла и систему отсасывания пограничного слоя, причем последняя снабжена перфорацией.
Недостатком данного технического решения является то, что при больших скоростях полета плоская конструкция воздухозаборника не позволяет в полной мере уменьшить его эффективное сопротивление и, как следствие, увеличить эффективную тягу силовой установки.
Известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, образованный обечайкой (патент США №5749542), где передние кромки имеют входное отверстие канала воздухозаборника и расположены в плоскости, расположенной под острым углом к продольной оси канала воздухозаборника. Воздухозаборник имеет наплыв, с помощью которого спрофилирован канал воздухозаборника. Наличие наплыва позволяет одновременно отклонить пограничный слой и уменьшить его попадание в канал воздухозаборника и за счет этого увеличить эффективность тяги. Особенно такое предложение эффективно для высокоманевренных летательных аппаратов, в частности для беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) параметры, траектории которых могут меняться в широких пределах, и в меньшей степени для полетов на крейсерских режимах.
Основным недостатком данного технического решения является то, что в конструкции данного воздухозаборника отсутствует система управления пограничным слоем и геометрия его является нерегулируемой. Поэтому не достигается уменьшение сопротивления воздухозаборника и тяга находится на недостаточном уровне для крейсерского режима полета.
Известен регулируемый пространственный воздухозаборник, образованный клиновидными поверхностями торможения набегающего потока (патент РФ №2343297), перемещаемыми или поворачиваемыми относительно друг друга с образованием щелей системы управления пограничным слоем, и ограниченный боковыми стенками и обечайкой с перепуском или сливом пограничного слоя через щели. Расчеты схемы воздухозаборника, спроектированного в соответствии с принципами, изложенными в этом патенте для ЛА бизнес класса со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета, удовлетворяющего требованиям малого шума и высокой эффективности силовой установки (СУ), показали, что не удается осуществить безотрывное течение в дозвуковом диффузоре при требуемых степенях дросселирования. Прежде всего, это вызвано трудностью удаления традиционными способами очень большого расхода воздуха (до 20-25%) из угловой области, образованной пересекающимися поверхностями торможения.
Наиболее близким аналогом, является воздухозаборник неизменяемой геометрии или с минимальным регулированием геометрических размеров, установленный на поверхности крыла ЛА (патент РФ №2353550). 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.
∞
кр
кр
Обширные расчетные исследования при М=М многорежимных нерегулируемых воздухозаборников, интегрированных с летательным аппаратом и предназначенных для крейсерского полета с М=1,6-2,0 выполненные авторами, подтвердили преимущества воздухозаборника, отраженные в патенте РФ №2353550. Экспериментальные исследования воздухозаборника при М=1,8-2,5 дополнительно подтвердили расчетные характеристики, выполненные для условий эксперимента, и наблюдалось хорошее соответствие полученных результатов (V. Vinogradov, V. Stepanov, Ya. Melnikov "Numerical and Experimental Research of 3D Intake for Cruise Supersonic Business Aircraft", presented at Aerospace Sciences Meeting 7-10 January 2013, Dallas, USA, AIAA Paper 2013-0013, 2013).
В последнее время появились новые схемы ЛА, например, рассматриваемые компаниями Boeing и Lockheed Martin, (Guy Norris "Supersonic Steps", Aviation Week & Space Technology, March 17, 2014, pp. 54-55), в которых СУ размещается в области пересечения крыла с фюзеляжем в его кормовой части. Это отвечает требованиям эффективности СУ и понижению уровня шума за счет установки входного устройства на клине слива на крыле и смещения входного устройства от фюзеляжа на некоторое расстояние, сравнимое с локальной толщиной пограничного слоя. В то же время, компании предполагают дальнейшее совершенствование интеграции ЛА и СУ с захватом входным устройством низкоэнергетической части набегающего потока с соответствующим управлением пограничным слоем в канале СУ.
В последнее десятилетие для управления течением в каналах, устранения отрывов потока и уменьшения потерь стали рассматривать использование генераторов синтетических струй (см, например, Любимов Д.А., Макаров А.Ю., Потехина И.В. Объединенное экспериментальное и численное исследование нестационарного турбулентного течения в криволинейном канале с активным управлением структурой речения с помощью синтетических струй. С. 132-134. Модели и методы аэродинамики. Материалы XII-ой Международной школы-семинара. - М.: МЦНМО, 2012. - 224 с.)
Особенностью синтетических струй является нулевое значение расхода воздуха в источнике, что позволяет более свободно размещать эти устройства, не заботясь о дополнительных каналах для подвода воздуха извне. Однако для работы этих устройств необходим подвод энергии, например электрической.
Техническое решение направлено на улучшение характеристик входных устройств интегрированных с корпусами ЛА и повышение надежности работы этих устройств в составе СУ ЛА в широком диапазоне полетных параметров.
Технический результат заключается в повышении эффективности торможения потока в воздухозаборнике в широком диапазоне скоростей, в том числе при сверхзвуковых скоростях.
2
Завяленный технический результат обеспечивается тем, что воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин, обечайку, боковые стенки, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором. Клин выполнен в проекции с шириной равной ширине воздухозаборника, установлен на стенке корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки. Угол клина в вертикальной плоскости относительно продольной оси X летательного аппарата составляет 5-15°. Передняя кромка обечайки выполнена стреловидной с углом стреловидности χ. Внутренняя поверхность обечайки выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей образующих конфузорную поверхность. 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 пространственном 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.
1
3
2
3
Согласно полезной модели на боковых стенках выполнены сквозные окна площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника. Канал за горлом воздухозаборника сделан шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением, которое смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке на величину от 0,1 до 1,2 диаметра выходного сечения криволинейного диффузора. Угол χ стреловидности передней кромки клина в горизонтальной плоскости относительно поперечной оси Ζ составляет 15-75°. Боковые стенки симметрично наклонены внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника. Угол χ стреловидности передних кромок боковых стенок в проекции находится относительно вертикальной оси Υ в пределах от 20 до 70 градусов. Угол χ стреловидности в горизонтальной плоскости передних кромок обечайки находится в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов относительно поперечной оси Z. Передние стреловидные кромки клина, боковых стенок и обечайки каждой симметричной части воздухозаборника расположены в единой плоскости, наклоненной под острым углом (χ) к вертикальной оси Υ летательного аппарата. Система слива пограничного слоя включает сквозные поперечные щели и перфорацию на клине, где величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника.
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. Симметричные части пространственного клина образуют между собой двугранный угол. Между соответствующими сопряженными частями клина и боковых стенок выполнен двугранный угол. Генераторы синтетических струй позволяют создать потоки в глухих каналах при нулевом расходе воздуха в источнике. Синтетические струи воздуха представляют собой последовательность вихрей, эжектирующих набегающий поток воздуха в заданном направлении.
При такой конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией:
- выполнение на боковых стенках сквозных окон площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника улучшает характеристики воздухозаборника на запуске и взлетном режиме, обеспечивает устойчивую работу на крейсерском режиме и автозапуск в случае отрыва течения;
- выполнение канала за горлом воздухозаборника шестигранного сечения на входе и формирование канала к выходу в дозвуковой криволинейный диффузора с круговым сечением, которое смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке на величину от 0,1 до 1,2 диаметра выходного сечения криволинейного диффузора обеспечивает уменьшение массы воздухозаборника, его компактность, одновременно улучшает равномерность потока перед двигателем, уменьшает распространение шума из компрессора двигателя;
- выполнение угла стреловидности передней кромки пространственного клина в горизонтальной плоскости порядка 15-75° позволяет организовать торможение потока с минимальными потерями для широкого диапазона чисел Маха полета и уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника;
- наклон боковых стенок симметрично внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника обеспечивает уменьшение массы воздухозаборника, его компактность;
- заданный угол стреловидности передних кромок боковых стенок в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника;
- расположение передних стреловидных кромок пространственного клина, боковых стенок и обечайки каждой симметричной части воздухозаборника в единой плоскости, наклоненной под острым углом к продольной оси летательного аппарата, позволяет уменьшить радиолокационную заметность воздухозаборника;
- наличие в системе слива пограничного слоя сквозных щелей на пространственном клине и перфорации на боковых стенках, где величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника, позволяет улучшить характеристики воздухозаборника на всех режимах полета и уменьшить неравномерность потока перед двигателем;
- изготовление панелей воздухозаборника из биметаллических материалов с памятью формы обеспечивает автоматическое регулирование проточного тракта для расширения диапазона по режимам полета и числам Маха и надежность работы воздухозаборника интегрируемого с корпусом ЛА;
- установка на воздухозаборнике генераторов синтетических струй воздуха соединенных с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15%) величины площади входа воздухозаборника обеспечивает автоматическую ликвидацию отрывов потока воздуха в дозвуковом диффузоре.
Настоящая полезная модель поясняется последующим подробным описанием конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией и его работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-4, где:
на фиг. 1 изображен продольный разрез воздухозаборника с изменяемой геометрией;
на фиг. 2 - вид А на фиг.1;
на фиг. 3 - вид Б на фиг.1;
на фиг. 4 - аксонометрическая проекция воздухозаборника с изменяемой геометрией интегрированного с корпусом и крылом летательного аппарата.
Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата содержит пространственный клин 1, обечайку 2, боковые стенки 3, систему слива пограничного слоя 4, горло 5 воздухозаборника с дозвуковым диффузором 6. Клин 1 выполнен в проекции с шириной равной ширине В воздухозаборника, установлен на стенке 7 корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки 8. Угол β клина 1 в вертикальной плоскости относительно продольной оси X составляет 5-15°.
2
Передняя кромка 9 обечайки 2 выполнена стреловидной с углом стреловидности χ относительно поперечной оси Z. Внутренняя поверхность обечайки 2 выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность 10. Боковые стенки 3 выполнены со стреловидными кромками 11, начинающимися от клина 1, где его ширина в проекции достигает значения, равного ширине канала воздухозаборника В, и продолжающимися до обечайки 2.
Система слива пограничного слоя 21, расположена за клином 1 перед сечением горла 5 на поверхности 12, являющейся продолжением 13 клина 1 и включает отверстия, коллектор и магистрали для удаления пограничного слоя наружу. Отверстия для слива пограничного слоя выполнены в виде перфорации 20 или щелей 19. На обечайке 2 воздухозаборника установлены на шарнирах 14 герметично сопрягаемые панели 15. На боковых стенках 3 выполнены сквозные окна 16 площадью 10-15% от площади входа воздухозаборника.
1
Канал 17 за горлом 5 воздухозаборника сделан шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузор 6 с круговым сечением 18. Сечение 18 смещено по длине диффузора в сторону противоположную обечайке 2 на величину от 0.1 до 1.2 диаметра выходного сечения 18 криволинейного диффузора 6. Угол χ стреловидности передней кромки клина 1 в горизонтальной плоскости относительно поперечной оси Ζ составляет 15-75°. Боковые стенки 3 симметрично наклонены внутрь относительно вертикальной плоскости симметрии воздухозаборника.
3
2
3
Угол χ стреловидности передних кромок 11 боковых стенок 3 в проекции находится относительно вертикальной оси Υ в пределах от 20 до 70 градусов. Угол χ стреловидности в горизонтальной плоскости передних кромок 9 обечайки 2 находится в пределах от минус 40 до плюс 40 градусов относительно поперечной оси Ζ. Передние стреловидные кромки клина 1, боковых стенок 3 и обечайки 4 каждой симметричной части воздухозаборника расположены в единой плоскости, наклоненной под острым углом χ к вертикальной оси Y летательного аппарата.
Система слива пограничного слоя 21 включает сквозные поперечные щели 19 и перфорацию 20 на клине 1. Величина площади перфорации составляет 10-20% величины площади входа воздухозаборника. Панели 15 изготовлены из биметаллических материалов с памятью формы. На воздухозаборнике установлены генераторы 22 синтетических струй 23 воздуха, соединенные с дозвуковым диффузором каналами со щелями общей площадью 10-15%) величины площади входа воздухозаборника.
1
2
Симметричные части пространственного клина 1 образуют между собой двугранный угол ψ равный 90-150°. Двугранный угол ψ между соответствующими сопряженными частями клина 1 и боковых стенок 3 составляет 60-120°.
Заявляемый воздухозаборник с изменяемой геометрией для высокоскоростного летательного аппарата работает следующим образом.
2
Набегающий сверхзвуковой поток тормозится в косых скачках уплотнения, инициируемых пространственным клином 1, пересекающимися в плоскости симметрии и взаимодействующими между собой, формируя течение близкое к коническому. Образующийся суммарный скачок уплотнения проходит вблизи передней кромки 9 обечайки 2, форма которой и углы стреловидности χ передней кромки в плоскости параллельной плоскости XOZ (см. фиг.3) выбираются с учетом конфигурации суммарного скачка уплотнения, образующегося на расчетном числе Маха воздухозаборника.
При торможении потока на пространственном клине 1 возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Ζ действуют на пограничный слой, образовавшийся на корпусе летательного аппарата и клине 1, и уменьшают его толщину путем слива в стороны через перфорацию 20 на боковых стенках 3. Течение на клине 1 является пространственным и поэтому обтекание боковых стенок 3, внутренняя поверхность которых наклонена к плоскости симметрии воздухозаборника, реализуется также с образованием скачков уплотнения в канале воздухозаборника.
Дальнейшее торможение сверхзвукового потока осуществляется в косых скачках уплотнения, образующихся на конфузорной поверхности обечайки 2 и при обтекании боковых стенок 3 воздухозаборника, а также в замыкающем скачке уплотнения, близком по интенсивности к прямому скачку, располагающемуся вблизи сечения горла 5. Благодаря отсосу пограничного слоя через щели 20 на большей части длины пространственных клиньев 1, боковых стенках 3 со стреловидными кромками и окнам перепуска 16, располагающимися на боковых стенках 3 до сечения горла 5, обеспечивается необходимый перепуск воздуха наружу на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск, при расчетном числе Маха и при расчетных скоростях полета.
Дополнительным средством, облегчающим запуск воздухозаборника, и оптимизирующим режим работы воздухозаборника является слив пограничного слоя через щели в канале до горла 5. Кроме того, средством, облегчающим запуск воздухозаборника, и оптимизирующим режим его работы является регулирование площади горла 5 путем вращения панелей 15, установленных на шарнирах 14, или изгиба панелей 15 в случае изготовления их из материалов с памятью, т.е. отклоняющихся на определенный угол при нагреве с изменением температуры торможения набегающего потока при изменении скорости полета.
При малых скоростях полета панели 15 образуют гладкий канал с увеличенной площадью горла для реализации запуска, а с ростом скорости полета и температуры торможения воздуха панели 15 изгибаются, уменьшая площадь канала в горле до величины, требуемой для согласования с двигателем, и увеличивая эффективность процесса торможения потока. Системы слива 21 и перепуска 16 позволяют не только удалить пограничный слой и предотвратить его отрыв скачками уплотнения, отраженными от обечайки 2, но и перепустить часть воздуха на режимах с дросселированием, и тем самым повысить диапазон устойчивой работы воздухозаборника в составе силовой установки и увеличить эффективность процесса торможения набегающего потока.
В случае режимов глубокого дросселирования или эволюций летательного аппарата на углах атаки или скольжения, близких к предельным, используется управление потоком с помощью системы 22 вдува синтетических струй 23, применяемое кратковременно по сигналам системы управления двигателем (не показано). Окончательное торможение воздушного потока и формирование поля параметров течения, в том числе и с использованием синтетических струй, требуемое для согласования с воздушно-реактивным двигателем, осуществляется в дозвуковом диффузоре 6.
Для уменьшения распространения шума из компрессора двигателя дозвуковой диффузор 6 выполнен криволинейным, таким образом, что его выходное сечение 18 или вход в двигатель может быть ниже клина 1 на величину диаметра входа в двигатель, т.е. чтобы двигатель располагался в корпусе летательного аппарата. Контур криволинейного дозвукового диффузора 6 рассчитывается из условия безотрывного течения в канале минимальной длины.
Расчетные исследования течения и характеристик воздухозаборника с дозвуковым криволинейным диффузором на режимах без дросселирования и с дросселированием течения в выходном сечении, выполненные с помощью программного комплекса, основанного на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, показали эффективность и правильность предложенных конструктивных решений. Значения коэффициента восстановления полного давления σ при числах Маха полета М=0,6-2,0 составляют 0,96-0,92 при расходе сливаемого воздуха в пределах 1,5-2,5% от суммарного расхода.
Таким образом, предложенный воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата обеспечивает эффективное торможение набегающего воздушного потока и уменьшение его сопротивления с минимальным механическим регулированием его конструкции и сливом пограничного слоя на рабочих режимах и режиме запуска, равномерный профиль параметров потока в выходном сечении 18 дозвукового диффузора 6 с уменьшенной радиолокационной заметностью.