RU2051074C1 - Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя - Google Patents
Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2051074C1 RU2051074C1 SU5062745A RU2051074C1 RU 2051074 C1 RU2051074 C1 RU 2051074C1 SU 5062745 A SU5062745 A SU 5062745A RU 2051074 C1 RU2051074 C1 RU 2051074C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- air intake
- hypersonic
- jet engine
- boundary layer
- Prior art date
Links
Abstract
Использование: в авиационной технике, а именно, в воздухозаборниках воздушно реактивных двигателей. Сущность: в гиперзвуковом воздухозаборнике воздушно реактивного двигателя, содержащем поверхность торможения 1, обечайку 2, участок горла 3, и систему отсасывания пограничного слоя, последняя снабжена панелями 4 с каналами перфорации, выполненными в виде каналов теплообменников. 1 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно: к гиперзвуковым воздухозаборникам воздушно-реактивного двигателя.
Известен гиперзвуковой плоский воздухозаборник внутреннего сжатия, снабженный щелевой перфорацией для отсасывания пограничного слоя с поверхности торможения, размещенной перед областью горла воздухозаборника.
Недостатком известного технического решения является невозможность его использования для пакета из нескольких двигателей, установленных в общей гондоле на нижней поверхности летательного аппарата.
Технической задачей является улучшение характеристик воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя гиперзвукового летательного аппарата.
Решение технической задачи достигается тем, что гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя содержит поверхность торможения, обечайку, канал воздухозаборника с горлом и систему отсасывания пограничного слоя, причем система для отсасывания пограничного слоя снабжена панелями для отсасывания пограничного слоя с каналами перфорации, выполненными в виде каналов теплообменников.
На чертеже изображен общий вид устройства.
Воздухозаборник содержит поверхность торможения 1, обечайку 2, участок горла 3, перфорированные панели 4, выполненные с каналами теплообменников, коллекторы 5 для подвода хладагента к теплообменникам, камеры 6 для сбора охлажденного воздуха, трубопроводы 7 для отвода нагретого хладагента, трубопровод 8 для отвода охлажденного воздуха и сопло 9 для выпуска во внешней поток воздуха, отсасываемого из пограничного слоя на внутренней поверхности обечайки.
Устройство работает следующим образом.
При умеренных скоростях полета, когда температура торможения входящего в воздухозаборник воздуха не превышает величины, приемлемой для использования на нужды летательного аппарата, воздух из пограничных слоев на поверхности торможения и обечайки воздухозаборника отсасывается через отверстия перфорации и трубки теплообменников 4 в камеры 6, из которых направляется по трубопроводу 8 для использования на нужды летательного аппарата и через сопло 9 вытекает во внешний поток. При достижении скорости полета, при которой температура торможения воздуха становится больше приемлемой, в теплообменники 4 из коллекторов 5 подается хладагент, в качестве которого можно использовать жидкое или газообразное горючее, например водород, на котором работает воздушно-реактивный двигатель гиперзвукового летательного аппарата. Одновременно хладагент обеспечивает охлаждение панелей теплообменников, омываемых входящим в воздухозаборник воздухом. Необходимую длину трубок теплообменника и расход хладагента определяют в соответствии с конкретными условиями полета и требованиями к параметрам воздуха, используемого на нужды летательного аппарата.
Claims (1)
- ГИПЕРЗВУКОВОЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИК ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ, содержащий поверхность торможения, обечайку, канал воздухозаборника с горлом и систему отсасывания пограничного слоя, отличающийся тем, что система для отсасывания пограничного слоя снабжена панелями для отсасывания пограничного слоя с каналами перфорации, выполненными в виде каналов теплообменников.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5062745 RU2051074C1 (ru) | 1992-09-21 | 1992-09-21 | Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5062745 RU2051074C1 (ru) | 1992-09-21 | 1992-09-21 | Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2051074C1 true RU2051074C1 (ru) | 1995-12-27 |
Family
ID=21613561
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5062745 RU2051074C1 (ru) | 1992-09-21 | 1992-09-21 | Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2051074C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109733634A (zh) * | 2019-01-08 | 2019-05-10 | 厦门大学 | 三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法 |
-
1992
- 1992-09-21 RU SU5062745 patent/RU2051074C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Заявка Франции N 2635076, кл. B 64D 33/02, 1990. * |
| Патент США N 4000869, кл. 244-53, B 64D 33/02, опублик. 1977. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109733634A (zh) * | 2019-01-08 | 2019-05-10 | 厦门大学 | 三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法 |
| CN109733634B (zh) * | 2019-01-08 | 2020-11-24 | 厦门大学 | 三维内转四通道高超声速组合进气道的设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2382221C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
| US5088277A (en) | Aircraft engine inlet cowl anti-icing system | |
| RU2413086C2 (ru) | Двигательная установка и летательный аппарат, содержащий такую двигательную установку | |
| US4291530A (en) | Gas turbine engine cowling | |
| US4749150A (en) | Turbofan duct with noise suppression and boundary layer control | |
| US3630030A (en) | Liquid-attenuated exhaust system | |
| RU2411389C2 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем | |
| US3797561A (en) | Oil tanks and coolers | |
| US20020179773A1 (en) | Method and apparatus for aircraft inlet ice protection | |
| BRPI0617040A2 (pt) | turbomotor com fluxo duplo para aeronave | |
| US2594118A (en) | Heated intake component for gas turbine engines | |
| JPH0472050B2 (ru) | ||
| JPS58122294A (ja) | ナセル装置 | |
| JPS63502913A (ja) | ターボマシンの熱的に負荷のかかる構成要素の冷却方法，該方法の実施のための装置及び熱的に負荷のかかる羽根の構成 | |
| US3057154A (en) | De-icer system for a gas turbine engine | |
| US2573834A (en) | Duct intake or entry for gaseous fluid flow diffuser system | |
| EP3599170A1 (en) | Anti-icing system with sweeping jet swirl nozzle | |
| US5339622A (en) | Gas turbine engine with improved water ingestion prevention | |
| US5224819A (en) | Cooling air pick up | |
| JP2012145047A (ja) | 吸気冷却装置及びこれを備えたガスタービンプラント | |
| US10151243B2 (en) | Cooled cooling air taken directly from combustor dome | |
| GB1285925A (en) | Noise suppression system for a jet engine exhaust system | |
| RU2051074C1 (ru) | Гиперзвуковой воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя | |
| US3090208A (en) | Cooling method by means of negative pressure given on the vortex tube | |
| CN108317012B (zh) | 一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置 |