Результат интеллектуальной деятельности: КОМПАКТНОЕ ВОЗДУХОЗАБОРНОЕ УСТРОЙСТВО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиации и ракетостроения, а именно к воздухозаборным устройствам воздушно-реактивных двигателей.

Из уровня техники известно воздухозаборное устройство (патент США US 4378097 от 29.03.1983, МПК B64D 33/02), содержащее канал, расположенный внутри корпуса летательного аппарата, профилированную обечайку (наружное отверстие с входной кромкой), удлиненное углубление на наружной поверхности корпуса (лоток) с близкими к вертикальным боковыми стенками, дополнительные удлиненные углубления на наружной поверхности.

Недостатками воздухозаборного устройства являются существенные потери полного давления и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает негативное влияние на внутреннюю компоновку летательного аппарата.

Также из уровня техники известно воздухозаборное устройство ракеты Х-35 с отбором пограничного слоя корпуса в двигатель («Военная авиация», книга 2, издательство «Поппури», Минск, 1999 г., стр.327; журнал «Техника и вооружение вчера, сегодня, завтра», №9, издательство «РОО «Техинформ», 2007 г., стр.41), наиболее близкое к предлагаемому изобретению и выбранное в качестве прототипа. Воздухозаборное устройство содержит обечайку с затуплением по передней кромке, внутренний криволинейный канал, и утопленный в фюзеляже лоток с боковыми стенками. Воздухозаборное устройство расположено в зоне развитого пограничного слоя; длина его канала составляет 4-5 D_ДУ.

Недостатками воздухозаборного устройства ракеты Х-35 являются существенные потери полного давления и высокий уровень неоднородности потока на входе в канал, что приводит к необходимости использования канала значительной длины и оказывает отрицательное влияние на внутреннюю компоновку ракеты.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение влияния воздухозаборного устройства двигательной установки летательного аппарата на внутреннюю компоновку летательного аппарата и обеспечение однородности потока в воздухозаборном устройстве, необходимой для устойчивой работы двигательной установки.

Задача решается за счет того, что компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата содержит лоток с боковыми стенками, утопленный в корпусе летательного аппарата, входную кромку, внутренний криволинейный канал, выполненный длиной, равной 1-2 D_ДУ, (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), кок двигателя, выполненный удлиненным, конической или оживальной формы с глухим отверстием, соединенным с системой охлаждения двигательной установки, щель для слива пограничного слоя набегающего потока, выполненную в лотке перед входом в компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата, при этом входное отверстие имеет площадь 0,6-0,7 S_ДУ (где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки), выполнено круглой или эллиптической формы и расположено с наклоном к поперечной плоскости летательного аппарата под углом 20-25°, входная кромка выполнена профилированной, а между поверхностью лотка и боковыми стенками, как и боковыми стенками и входной кромкой, выполнено плавное пространственное сопряжение.

Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы и повысить характеристики воздухозаборного устройства и двигателя, в том числе при запуске двигателя летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема, а также, косвенно, за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами:

На фиг.1 изображен вид сбоку на компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата в разрезе. Внутренняя конструкция и компоновка остальной части летательного аппарата не показана.

На фиг.2 изображено компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата в изометрической проекции (перевернуто по вертикали).

На фиг.3 изображена часть вида сбоку на компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата в разрезе, содержащая входное отверстие и щель, выполненную в лотке.

На фиг.1-3 обозначены следующие позиции:

1 - лоток;

2 - фюзеляж;

3 - входная кромка;

4 - канал;

5 - кок;

6 - отверстие;

7 - входное отверстие;

8 - боковые стенки;

9 - плоскость входа;

10 - щель.

Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата (далее воздухозаборное устройство) расположено в нижней части фюзеляжа летательного аппарата непосредственно перед двигательной установкой и состоит из лотка 1, утопленного в фюзеляже 2, профилированной входной кромки 3 воздухозаборного устройства, внутреннего криволинейного канала 4 переменной площади сечения, кока 5 удлиненной конической формы с глухим отверстием 6.

Лоток 1 расположен перед входным отверстием 7 в канал 4 воздухозаборного устройства и выполнен шириной ~0,9 D_ДУ (где D_ДУ - диаметр двигательной установки летательного аппарата), с углом наклона верхней поверхности φ, равным 18-19°, и с наклонными под углом γ к плоскости симметрии воздухозаборного устройства боковыми стенками 8. Угол γ составляет не менее 40° (не обозначен на фиг.). Входное отверстие 7 имеет форму окружности, или приближенную к окружности, например эллиптическую, и лежит в плоскости входа 9, имеющей наклон к поперечной плоскости летательного аппарата под углом α, равным 20-25°. H_ВХ - высота входа, расстояние между двумя точками прямой, образованной пересечением плоскости симметрии воздухозаборного устройства и плоскости входа 9 воздухозаборного устройства, одна из которых (точек) лежит на поверхности канала 4 воздухозаборного устройства, другая - на входной кромке 3 воздухозаборного устройства, в случае, если форма входа - окружность, то H_ВХ - диаметр этой окружности. Площадь входного отверстия 7 составляет 0,6-0,7 S_ДУ, где S_ДУ - площадь поперечного сечения двигательной установки.

Входная кромка 3, часть входа, расположенная напротив лотка 1 относительно оси канала 4, выполнена профилированной, в частности, с определенным радиусом округления, который в каждом случае осуществления технического решения на практике определяется конкретным расчетом и/или опытным путем. Боковые стенки 8 воздухозаборного устройства выполнены с плавным пространственным сопряжением как с лотком 1, так и с входной кромкой 3. Аналогично, характер и, в случае наличия, радиусы сопряжения боковых стенок 8 в каждом случае осуществления технического решения на практике определяются конкретным расчетом и/или опытным путем. Различные конкретные методы расчета таких деталей формы воздухозаборного устройства, как форма профиля входной кромки 3 и характер сопряжения боковых стенок 8 с лотком 1 (обозначено буквой а) и входной кромкой 3 (обозначено буквой b), известны и не имеют прямого отношения к сущности изобретения.

Криволинейный канал 4 выполнен длиной 1, равной 1-2 D_ДУ (для справки: у прототипа и многих аналогичных решений длина канала составляет 4-5 D_ДУ), и с максимальным углом наклона оси канала 4 (к оси летательного аппарата) ψ_max=20÷25 (для прототипа - 40°). Кок 5 двигателя выполнен коническим с центральным глухим отверстием 6, соединенным с внутренней полостью двигательной установки для отбора воздуха в систему ее охлаждения, и расположен в канале 4 воздухозаборного устройства перед двигательной установкой.

Лоток 1 выполнен с возможностью слива части пограничного слоя через специальную щель 10, расположенную перед входом в воздухозаборное устройство на расстоянии 0,9÷1,1 H_ВХ от плоскости входа воздухозаборного устройства вперед по потоку. Щель 10 выполнена шириной h_СЛ=0,04÷0,06 H_ВХ и связана с внутренней полостью двигательной установки летательного аппарата.

Воздухозаборное устройство работает следующим образом.

При полете летательного аппарата происходит обтекание его фюзеляжа 2 набегающим воздушным потоком и, как следствие, формирование у поверхности фюзеляжа 2 пограничного слоя воздуха, который из-за возникновения трения между воздухом и фюзеляжем 2 движется относительно летательного аппарата медленнее, чем набегающий поток. Воздух, включая пограничный слой, попадает во входное отверстие 7 воздухозаборного устройства и по криволинейному каналу 4 поступает на вход в компрессор двигательной установки. Турбулентный пограничный слой приводит к возникновению неравномерности потока в канале 4 и потерям полного давления на входе в двигатель.

Часть воздуха пограничного слоя попадает в щель 10, а оставшаяся основная часть набегающего потока продолжает движение по каналу 4. При достижении потоком воздуха кока 5 двигателя часть воздуха попадает в отверстие 6 в нем, и в дальнейшем эту часть используют для охлаждения элементов воздушно-реактивного двигателя летательного аппарата, например подшипников турбины. Оставшаяся часть потока воздуха обтекает кок 5 и участвует в сгорании горючего. Воздух пограничного слоя, попавший в щель 10, выводят за пределы летательного аппарата, в частности, через отверстия в хвостовой части (для чего удобно использовать разрежение в хвостовой части летательного аппарата), или по специально проложенным в отсеке воздуховодам во внешний поток через боковые отверстия или щели.

Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата предназначено для применения в области авиации и ракетостроения, а именно для воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов с высокими дозвуковыми скоростями. Компактное воздухозаборное устройство беспилотного летательного аппарата позволяет обеспечить устойчивость работы и повысить характеристики двигательной установки летательного аппарата, улучшить компоновочные характеристики летательного аппарата путем увеличения полезного объема, а также, косвенно, за счет увеличения объема топлива, увеличить дальность полета летательного аппарата.