RU2670664C9 - Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета - Google Patents

Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2670664C9
RU2670664C9 RU2018102311A RU2018102311A RU2670664C9 RU 2670664 C9 RU2670664 C9 RU 2670664C9 RU 2018102311 A RU2018102311 A RU 2018102311A RU 2018102311 A RU2018102311 A RU 2018102311A RU 2670664 C9 RU2670664 C9 RU 2670664C9
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air intake
air
scoop
circuit
flow
Prior art date
Application number
RU2018102311A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2670664C1 (ru
Inventor
Валерия Геннадьевна Белова
Вячеслав Афанасьевич Виноградов
Денис Викторович Комратов
Владимир Алексеевич Степанов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2018102311A priority Critical patent/RU2670664C9/ru
Publication of RU2670664C1 publication Critical patent/RU2670664C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2670664C9 publication Critical patent/RU2670664C9/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Abstract

Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем. В дозвуковом диффузоре (6) находится аксиальный разделительный канал (10) с передней кромкой (11) сложной формы для слива низкоэнергетической части потока с большими потерями во внешний контур воздухозаборника. Для управления течением потока во внутреннем канале воздухозаборника имеется клиновидная щель слива (4), расположенная в сечении горла воздухозаборника. Боковые стенки воздухозаборника выполнены с обратной стреловидностью передних кромок, расположены между панелями сжатия клина и обечайкой. Обечайка выполнена с обратной стреловидностью передней кромки. Изобретение снижает массу и повышает надежность в широком диапазоне полетных параметров. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение 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 и максимальную равномерность потока перед двигателем во всем диапазоне скоростей. Необходимо уменьшить сопротивление воздухозаборника и дозвукового диффузора при их интеграции с корпусом летательного аппарата.
В последнее время ведутся поиски схемных и конструктивных решений для сверхзвуковых пассажирских самолетов, удовлетворяющих требованиям малого звукового удара при полете с числом Маха больше 1 и малого уровня шума на взлетно-посадочных режимах при условии экономичности эксплуатации.
Известен дозвуковой воздухозаборник (CN 102923309, 2013), утопленный в фюзеляж. Такое расположение обеспечивает минимальное лобовое сопротивление. В воздухозаборнике имеется обводной канал, который осуществляет перепуск пограничного слоя с фюзеляжа за двигательную установку. Обводной канал расположен под воздухозаборником по всей его длине, что негативно сказывается на величине коэффициента полного давления. Кроме того, воздух, прокачиваемый через обводной канал, не участвует в цикле двигательной установки, а это значит, что энергия затрачивается на торможение потока, на прокачку и на сброс воздуха без энергетического вклада в работу силовой установки.
Известен воздухозаборник (US 5749542, 1998) с улучшенными характеристиками на сверхзвуковых скоростях полета. Перед входом в воздухозаборник располагается пространственный округлый выступ с изоэнтропическими поверхностями. С помощью такого решения возможно достичь улучшения характеристик воздухозаборника за счет отклонения низкоэнтальпийного пограничного слоя с фюзеляжа в стороны от входа. В выходном сечении воздухозаборника неизбежно должна появиться неравномерность распределения характеристик. Эффективная работа такого устройства наблюдается на расчетных режимах полета по скорости, расчетным углам натекания потока. Пограничный слой нарастает на стенках воздухозаборника, что также приведет к росту уровня неравномерности.
Исследования по использованию силовой установки сверхзвукового делового самолета (СДС) интегрального типа с применением двигателей изменяемого цикла (ДИЦ) различных схем, включая схему двигателя с адаптивным вентилятором и каналом третьего контура, показывают целесообразность применения последней. В частности, можно рассмотреть схему с двухконтурным воздухозаборником и трехконтурным двигателем и адаптивным вентилятором.
Наличие нескольких контуров на входе в двигатель позволяет существенно изменять приведенный расход на входе в двигатель в зависимости от режима работы. Конкретное использование этой особенности двигателя зависит от общей концепции силовой установки (выбора расчетного режима для определения размеров воздухозаборника и пр.). Так, размер воздухозаборника может быть выбран на крейсерском режиме с использованием только внутреннего контура, а большее потребное значение приведенного расхода воздуха на взлетном режиме обеспечивается за счет открытия дополнительных створок забора воздуха из наружного контура.
Большой расход воздуха через двигатель обеспечивает малое внешнее сопротивление воздухозаборника, размеры которого выбраны по суммарной величине расходов двигателя, в тоже время основной контур работает на крейсерском режиме как двухконтурный двигатель с малой степенью двухконтурности.
Двухконтурные воздухозаборники находят применение в двигателях с дополнительным третьим контуром с изменением цикла работы. Схема силовой установки (СУ) с третьим контуром представляет собой двухконтурный двигатель с регулируемой второй ступенью вентилятора и третьим контуром. За первой ступенью вентилятора имеется регулируемая система перепуска воздуха в основной либо третий контуры в зависимости от режима работы.
Канал третьего контура может использоваться как канал перепуска низкоэнергетического воздуха или пограничного слоя без подвода к нему энергии (сверхзвуковой крейсерский и трансзвуковой режимы), либо как третий контур двухконтурного двигателя с подводом энергии (взлетный режим).
На сверхзвуковом крейсерском режиме за счет управления значением степени сжатия второй ступени вентилятора двигатель может быть переведен на режим с более низкой степенью двухконтурности и большей удельной тягой. Меньший потребный расход воздуха на входе в двигатель может быть получен от ядра потока воздухозаборника с целью снижения неравномерности и повышения коэффициента восстановления давления на входе в двигатель. Низкоэнергетический воздух из воздухозаборника поступает в третий контур.
На трансзвуковом режиме перевод второй ступени вентилятора в положение «включено» обеспечивает низкую степень двухконтурности и высокое значение тяги.
На взлетном малошумном режиме двигатель обеспечивает низкие значения скорости струи. Струя третьего контура формирует акустический экран для понижения уровня шума струи из сопла двухконтурной части двигателя.
В двухконтурном воздухозаборнике основной контур на крейсерском режиме работает в условиях меньших потерь полного давления и существенно меньшей неравномерности потока на входе. Двигатель также имеет более высокие значения КПД вентилятора основного контура. Третий контур двигателя используется как канал перепуска воздуха с пониженным давлением. На взлетном малошумном режиме неравномерность поля на входе в двигатель невысокая, работают оба контура двигателя, обеспечивая заданную тягу двигателя при низкой скорости струи. Указанные выше особенности открывают новые перспективы применения схемы двигателя с двухконтурным воздухозаборником и ДИЦ.
Наиболее продвинутая в разработке концепция СДС Gulfstream предлагает схему двухконтурного воздухозаборника (Conners, Т. R., and Howe, D. С., "Supersonic Inlet Shaping for Dramatic Reductions in Drag and Sonic Boom Strength," AIAA Paper 2006-0030, Jan. 2006), которая удовлетворяет двум основным требованиям: малой интенсивности звукового удара при хороших характеристиках по сопротивлению и подъемной силе на крейсерском режиме полета. Это обеспечивается за счет профилирования контура силовой установки, а точнее мотогондолы СУ, которая имеет малые углы наклона внешней образующей, а, следовательно, малое сопротивление. Для обеспечения высоких характеристик СУ и необходимого перепуска на стадии разгона, в мотогондоле присутствует внутренний тракт для пропуска перепускаемого воздуха и выброса его в хвостовой части СУ на малых скоростях полета. При этом мотогондола проектируется таким образом, что все скачки уплотнения, которые образуются от поверхностей сжатия, остаются внутри мотогондолы, а передняя кромка обечайки воздухозаборника проектируется с учетом требований к воздухозаборнику. Перепускной канал получается большим, но в итоге сопротивление мотогондолы (из-за малых внешних углов наклона) уменьшается, характеристики воздухозаборника улучшаются и, в целом, улучшаются характеристики СУ. Однако недостатком этой концепции является использование осесимметричной конструкции мотогондолы, что требует использования схемы летательного аппарата (ЛА) с размещением двигателей на пилонах. Последнее увеличивает в итоге суммарное сопротивление ЛА.
Наиболее близким аналогом, выбранным за прототип, является воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (RU 149896, 2014). Воздухозаборник содержит пространственный клин, обечайку, систему слива пограничного слоя, горло воздухозаборника с дозвуковым диффузором, где на боковых стенках имеются сквозные окна, канал за горлом воздухозаборника выполнен в виде шестигранного сечения на входе и сформирован к выходу в дозвуковой криволинейный диффузор с круговым сечением, система слива пограничного слоя имеет сквозные поперечные щели и перфорацию на клине. Техническое решение обеспечивает автоматическое регулирование проточного тракта для расширения диапазона по режимам полета и числам Маха, улучшение характеристик воздухозаборника, автоматическую ликвидацию возникающих отрывов потока воздуха в тракте, повышает надежность работы воздухозаборника интегрируемого с корпусом летательного аппарата, уменьшает радиолокационную заметность воздухозаборника. Однако толстый вихревой слой, накапливающийся на фюзеляже ЛА перед воздухозаборником значительно снижает средний коэффициент полного давления и увеличивает неравномерность потока перед двигателем.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в расширении арсенала технических средств, а именно создании асимметричного двухконтурного воздухозаборника для работы с трехконтурным двигателем.
Технический результат, обеспечиваемый предлагаемым изобретением, заключается в реализации его назначения, т.е. в создании асимметричного двухконтурного воздухозаборника, обеспечивающего снижение потерь полного давления, уменьшение величины неравномерности и пульсаций давления перед вентилятором двигателя.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что асимметричный воздухозаборник содержит расположенные по потоку пространственный клин, обечайку, боковые стенки, дозвуковой диффузор, а также горло и систему управления пограничным слоем, где клин состоит из панелей сжатия, а система управления пограничным слоем снабжена клиновидной щелью слива, расположенной в сечении горла, на выходе дозвукового диффузора размещен аксиальный разделительный канал, передняя кромка которого выполнена сложной формы, описываемой формулой:
Figure 00000001
где
D - диаметр разделительного канала, м;
Figure 00000002
- высота выступа, м;
ϕпр - угол сопряжения выступа правый, град;
ϕлев - угол сопряжения выступа левый, град;
ϕцентр - угол при вершине выступа, град;
Figure 00000003
- функция Хевисайда.
Боковые стенки воздухозаборника выполнены с обратной стреловидностью передних кромок и расположены между панелями сжатия клина и обечайкой, а передняя кромка обечайки выполнена с обратной стреловидностью.
Существенность отличительных признаков заявляемого асимметричного воздухозаборника подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, достаточна для решения указанной технической проблемы и достижения заявленного технического результата. А именно:
- система управления пограничным слоем содержит клиновидную щель слива, расположенную в сечении горла, которая позволяет управлять течением во внутреннем канале воздухозаборника за счет перепада давлений в области горла и в окружающем потоке;
- на выходе дозвукового диффузора размещен аксиальный разделительный канал, который стыкуется фактически с трехконтурным двигателем, размер внутреннего контура, выбран таким образом, чтобы во внешний контур направлялось 30% всего расхода воздуха воздухозаборника;
- передняя кромка разделительного канала выполнена сложной формы, описываемой формулой (1), для слива низкоэнергетической части потока с большими потерями во внешний контур воздухозаборника, что позволяет резко поднять уровень полного давления в центральном контуре воздухозаборника;
- боковые стенки и передняя кромка обечайки выполнены с обратной стреловидностью, что обеспечивает уменьшение массы воздухозаборника, компактность и улучшает характеристики воздухозаборника на запуске и взлетном режиме, обеспечивает устойчивую работу на крейсерском режиме и реализацию автозапуска воздухозаборника на всех режимах полета.
Таким образом, технический результат, обеспечиваемый каждым из существенных признаков предлагаемого изобретения, в совокупности позволяет создать асимметричный двухконтурный воздухозаборник, обеспечивающий снижение потерь полного давления, уменьшение величины неравномерности и пульсаций давления перед вентилятором двигателя.
Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием конструкции асимметричного воздухозаборника для трехконтурного двигателя и его работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-5, где
на фиг. 1 изображена конструкция асимметричного воздухозаборника;
на фиг. 2 - продольный разрез фиг. 1;
на фиг. 3 - вид сверху на фиг. 1;
на фиг. 4 - вид спереди на фиг. 1;
на фиг. 5 - форма передней кромки аксиального разделительного канала;
на фиг. 6 - картина чисел Маха в продольной плоскости симметрии воздухозаборника;
на фиг. 7 - картина распределения коэффициента полного давления в выходном сечении воздухозаборника;
на фиг. 8 - зависимость коэффициента полного давления на выходе центрального контура от коэффициента полного давления на выходе внешнего контура воздухозаборника.
Асимметричный двухконтурный воздухозаборник для трехконтурного двигателя содержит пространственный клин 1, состоящий из панелей сжатия, обечайку 2, боковые стенки 3, систему управления пограничным слоем, которая имеет клиновидную щель слива 4, расположенную в сечении горла 5, дозвуковой диффузор 6 (фиг. 1, 2). Клин 1 выполнен в проекции с шириной равной ширине В воздухозаборника, установлен на стенке 7 корпуса летательного аппарата и имеет передние стреловидные кромки 8 (фиг. 3). Угол β клина 1 в вертикальной плоскости относительно продольной оси X составляет 5-15°.
Передняя кромка 9 обечайки 2 выполнена с обратной стреловидностью с углом стреловидности χ относительно поперечной оси Z. Внутренняя поверхность обечайки 2 выполнена из примыкающих друг к другу плоскостей, образующих конфузорную поверхность. Боковые стенки 3 выполнены с обратной стреловидностью передних кромок, которые начинаются от клина 1, где его ширина в проекции достигает значения, равного ширине В канала воздухозаборника, и продолжающимися до обечайки 2. В дозвуковом диффузоре 6 расположен аксиальный разделительный канал 10, который имеет переднюю кромку 11 сложной формы (фиг. 4, 5), и задаваемую формулой:
Figure 00000004
,
где
D - диаметр разделительного канала, м;
Figure 00000002
- высота выступа, м;
ϕпр - угол сопряжения выступа правый, град;
ϕлев - угол сопряжения выступа левый, град;
ϕцентр - угол при вершине выступа, град;
Figure 00000005
- функция Хевисайда.
Заявляемый асимметричный двухконтурный воздухозаборник для высокоскоростного летательного аппарата работает следующим образом. 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 в плоскости параллельной плоскости XOZ выбираются с учетом конфигурации суммарного скачка уплотнения, образующегося на расчетном числе Маха воздухозаборника согласно газодинамической вырезке из трубки тока для расчетной многоскачковой схемы торможения.
При торможении потока на пространственном клине 1 возникающий поперечный градиент давления и компонента скорости в направлении оси Z действуют на пограничный слой, образовавшийся на корпусе летательного аппарата и клине 1, и уменьшают его толщину путем слива в стороны перед боковыми стенками 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 сливу пограничного слоя через щель 4 на большей части длины пространственных клиньев 1, боковых стенках 3 со стреловидными кромками обеспечивается необходимый перепуск воздуха наружу на режиме запуска, то есть реализуется его автозапуск, при расчетном числе Маха и при скоростях полета меньших расчетных.
Одним из основных моментов в работе воздухозаборника является разделение потоков в дозвуковом диффузоре с помощью аксиального разделительного канала 10. При этом поток с высоким полным давлением поступает в центральный контур воздухозаборника и далее в двигатель, поток с низким полным давлением отделяемый с помощью разделительной кромки 11 поступает во внешний контур трехконтурного двигателя.
Изобретение обеспечивает:
- улучшение характеристик воздухозаборника для сверхзвукового летательного аппарата;
- уменьшение массы воздухозаборника, его компактность;
- автоматическое регулирование проточного тракта для расширения диапазона по режимам полета и числам Маха;
- обеспечение автоматической ликвидации возникающих отрывов потока воздуха в дозвуковом диффузоре;
- повышение равномерности воздушного потока перед двигателем;
- повышение надежности работы воздухозаборника интегрируемого с корпусом ЛА;
- уменьшение распространения шума из компрессора двигателя.
Данная схема имеет следующие преимущества:
- геометрический контур воздухозаборника выбран по газодинамической вырезке из трубки тока при торможении потока в системе косых пространственных скачков уплотнения и замыкающем нормальном скачке перед криволинейным дозвуковым диффузором, что позволяет организовать торможение потока с минимальными потерями для широкого диапазона чисел Маха полета, т.е. линии тока за системой косых скачков уплотнения пересекаются с предполагаемым поперечным контуром воздухозаборника. Итогом является сложная трехмерная поверхность, образующая облик воздухозаборника;
- начальное торможение набегающего потока осуществляется на клине сжатия с углом поворота потока от 8° до 15° по отношению к оси фюзеляжа в плоскости симметрии воздухозаборника. Дальнейшее торможение происходит в отраженном от обечайки скачке уплотнения;
- дозвуковой диффузор выполнен слабо криволинейным с длиной
LДД/DДД,вых=2/0,7=2,86 м,
где
LДД - длина дозвукового диффузора,
DДД,вых - диаметр дозвукового диффузора на выходе.
Выходное сечение дозвукового диффузора на его длине увеличивается в 1,6 раз, а вертикальное смещение осевой линии дозвукового диффузора из условия интеграции с корпусом фюзеляжа составляет 0,22 м. За участком горла постоянной площади 0,243 м2 трапецеидальный в начальном сечении канал дозвукового диффузора плавно переходит в круглый диаметром 0,85 м. Геометрия контура канала аппроксимируется трехмерными сплайнами 3-го порядка. В выходном сечении дозвукового диффузора пристыковывается цилиндрический участок длиной примерно 0,35 м.
Обширные расчетные исследования при числе Маха набегающего потока равному критическому числу Маха (Мкр) многорежимных нерегулируемых воздухозаборников, интегрированных с летательным аппаратом и предназначенных для крейсерского полета с числом Маха от 1,6 до 2,0 выполнялись с использованием стандартных сертифицированных пакетов программ FLUENT и FASTRAN, основанных на решении стационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, для трехмерных вязких течений. В качестве модели турбулентности выбиралась модель «k-ε».
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 ESI-CFD, основанного на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, показали эффективность и правильность предложенного технического решения. Значения коэффициента восстановления полного давления σ при числах Маха полета от 0,6 до 2,0 составляют 0,96-0,92 при расходе сливаемого воздуха в пределах от 1,5% до 2,5% от суммарного расхода.
На фиг. 6 показана картина чисел Маха в продольной плоскости симметрии воздухозаборника на крейсерском режиме при числе Маха 1,8, а на фиг. 7 показано распределение коэффициента полного давления в выходном сечении двухконтурного воздухозаборника. Видно, что внизу канала образуется вихревая зона с повышенными потерями полного давления, которая благодаря наличию разделительной створки сливается во внешний контур воздухозаборника. На фиг. 8 показаны зависимости значений коэффициента полного давления на выходе центрального контура от коэффициента полного давления на выходе внешнего контура для различных значений противодавления на выходе. Видно, что при оптимальном дросселировании контуров воздухозаборника можно получить высокие значения коэффициента полного давления на входе центрального контура на уровне значений σвнутр от 0,9 до 0,91.
Таким образом, предложенный двухконтурный асимметричный воздухозаборник для сверхзвукового летательного аппарата с трехконтурным двигателем обеспечивает эффективное торможение набегающего воздушного потока и уменьшение его сопротивления с минимальным механическим регулированием значений параметров его конструкции и сливом пограничного слоя на рабочих режимах и режиме запуска, и равномерный профиль параметров потока в выходном сечении дозвукового диффузора. Воздухозаборник отвечает всем необходимым требованиям для работы с трехконтурным двигателем и обеспечивает высокие характеристики на всех режимах работы двигателя.

Claims (10)

1. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета, содержащий расположенные по потоку пространственный клин, обечайку, боковые стенки, дозвуковой диффузор, а также горло и систему управления пограничным слоем, где клин состоит из панелей сжатия, отличающийся тем, что система управления пограничным слоем снабжена клиновидной щелью слива, расположенной в сечении горла, на выходе дозвукового диффузора размещен аксиальный разделительный канал, передняя кромка которого выполнена сложной формы, описываемой формулой:
Figure 00000006
где D - диаметр разделительного канала, м;
Figure 00000007
- высота выступа, м;
ϕпр - угол сопряжения выступа правый, град;
ϕлев - угол сопряжения выступа левый, град;
ϕцентр - угол при вершине выступа, град;
Figure 00000008
- функция Хевисайда.
2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что боковые стенки выполнены с обратной стреловидностью передних кромок, которые расположены между панелями сжатия клина и обечайкой.
3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что передняя кромка обечайки выполнена с обратной стреловидностью.
RU2018102311A 2018-01-22 2018-01-22 Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета RU2670664C9 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018102311A RU2670664C9 (ru) 2018-01-22 2018-01-22 Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018102311A RU2670664C9 (ru) 2018-01-22 2018-01-22 Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2670664C1 RU2670664C1 (ru) 2018-10-24
RU2670664C9 true RU2670664C9 (ru) 2018-11-06

Family

ID=63923572

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018102311A RU2670664C9 (ru) 2018-01-22 2018-01-22 Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2670664C9 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2747333C1 (ru) * 2020-06-18 2021-05-04 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата
RU2766238C1 (ru) * 2021-08-27 2022-02-10 Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата
RU2779515C1 (ru) * 2021-12-30 2022-09-08 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация (ПАО "ОАК") Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113062803B (zh) * 2021-04-09 2022-04-26 北京航空航天大学 一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2343297C1 (ru) * 2007-04-24 2009-01-10 Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН (ИТПМ СО РАН) Сверхзвуковой воздухозаборник
US7690595B2 (en) * 2006-12-12 2010-04-06 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines
RU2472956C2 (ru) * 2011-04-29 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник
US9334801B2 (en) * 2005-12-15 2016-05-10 Gulfstream Aerospace Corporation Supersonic aircraft jet engine installation

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9334801B2 (en) * 2005-12-15 2016-05-10 Gulfstream Aerospace Corporation Supersonic aircraft jet engine installation
US7690595B2 (en) * 2006-12-12 2010-04-06 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines
RU2343297C1 (ru) * 2007-04-24 2009-01-10 Институт теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН (ИТПМ СО РАН) Сверхзвуковой воздухозаборник
RU2472956C2 (ru) * 2011-04-29 2013-01-20 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2747333C1 (ru) * 2020-06-18 2021-05-04 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Воздухозаборное устройство сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата
RU2766238C1 (ru) * 2021-08-27 2022-02-10 Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата
RU2779515C1 (ru) * 2021-12-30 2022-09-08 Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация (ПАО "ОАК") Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник

Also Published As

Publication number Publication date
RU2670664C1 (ru) 2018-10-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8973370B2 (en) Low shock strength propulsion system
US7837142B2 (en) Supersonic aircraft jet engine
US5158251A (en) Aerodynamic surface tip vortex attenuation system
EP2956363B1 (en) Propulsion system using large scale vortex generators for flow redistribution and supersonic aircraft equipped with the propulsion system
CN103748337B (zh) 可调整的超音速进气道
US3178131A (en) Aircraft wing structure
US10967980B2 (en) Turbine engine propelled airplane having an acoustic baffle
RU2670664C9 (ru) Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета
EP3109153B1 (en) Swept gradient boundary layer diverter
JPH0350100A (ja) 混成層流ナセル
RU2353550C1 (ru) Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата (варианты)
CN103797229B (zh) 用于调整超音速进气道的方法
US20070176052A1 (en) Air inlet for a turbofan engine
RU2687437C1 (ru) Двойной сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник (дскв)
RU2548200C2 (ru) Сверхзвуковой самолет
RU149896U1 (ru) Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового летательного аппарата
RU2766238C1 (ru) Воздухозаборник с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата
Vnuchkov et al. Design of cylindrical air inlets for high flight speeds from a combination of plane flows
RU2807307C1 (ru) Выходное устройство турбореактивного двигателя
RU2810871C1 (ru) Регулируемое шумоглушащее сопло сверхзвукового пассажирского самолета
US11772779B2 (en) Propulsion unit with improved boundary layer ingestion
US6178742B1 (en) Rear mixer ejector for a turbomachine
RU2454354C2 (ru) Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата
RU2487051C2 (ru) Предкрылок крыла самолета и способ его обтекания
JPS5996462A (ja) ナセル

Legal Events

Date Code Title Description
TH4A Reissue of patent specification
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804