сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата
Классы МПК: | B64D33/02 заборников первичного воздуха |
Автор(ы): | Губанов А.А., Гусев Д.Ю., Притуло М.Ф., Ручьев В.М., Соколов В.А. |
Патентообладатель(и): | Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского |
Приоритеты: |
подача заявки:
1993-01-11 публикация патента:
10.03.1996 |
Изобретение относится к авиационной технике. Сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата содержит обечайку с верхней 1 и нижней 2 поверхностями торможения, боковые щеки 3 в сверхзвуковой части воздухозаборника, в верхней части обечайки и в боковых щеках 3 выполнена щель 4 перепуска, за которой размещена проточная часть 5 воздухозаборника, образованная клином 6 торможения, установленным на нижней поверхности 2 торможения обечайки, при этом расстояние от передней кромки клина торможения до второй поверхности 7 торможения верхней части обечайки не меньше расстояния от кромки обечайки воздухозаборника до плоскости, проходящей через переднюю кромку клина торможения, параллельной второй поверхности 7 торможения, расположенной до щели 4 перепуска, а расстояние между щеками воздухозаборника до щели 4 перепуска не меньше расстояния между щеками воздухозаборника после щели перепуска. 5 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5
Формула изобретения
СВЕРХЗВУКОВОЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащий обечайку с верхней и нижней поверхностями торможения, боковыми щеками, клин торможения, поверхности торможения расположены под углом друг к другу со смещением второй поверхности торможения относительно первой назад, в одной из поверхностей торможения в сверхзвуковой части воздухозаборника выполнена щель перепуска, отличающийся тем, что щель перепуска выполнена в поверхности торможения и боковых щеках сверхзвуковой части воздухозаборника, на другой поверхности торможения установлен клин торможения, при этом расстояние от передней кромки клина торможения до верхней поверхности торможения воздухозаборника не меньше расстояния от кромки обечайки воздухозаборника до плоскости, проходящей через переднюю кромку клина торможения, параллельной второй поверхности торможения, расположенной до щели перепуска, а расстояние между щеками воздухозаборника до щели перепуска не меньше расстояния между щеками воздухозаборника после щели перепуска.Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к авиационной технике. Известен сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата, содержащей обечайку с верхней и нижней поверхностями торможения, боковыми щеками, клин торможения, в одной из поверхностей торможения в сверхзвуковой части воздухозаборника выполнена щель перепуска. Недостатком известного воздухозаборника являются значительные потери полного давления при больших сверхзвуковых скоростях. Задачей изобретения является уменьшение потерь полного давления в воздухозаборнике. Техническая задача решается тем, что сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата содержит обечайку с верхней и нижней поверхностями торможения, боковыми щеками, клин торможения, поверхности торможения расположены под углом друг к другу со смещением второй поверхности торможения относительно первой назад, в одной из поверхностей торможения сверхзвуковой части воздухозаборника выполнена щель перепуска, причем щель перепуска выполнена в поверхности торможения и боковых щелях в сверхзвуковой части воздухозаборника, на другой поверхности торможения установлен клин торможения, при этом расстояние от передней кромки клина торможения до второй поверхности торможения воздухозаборника не меньше расстояния от кромки обечайки воздухозаборника до плоскости, проходящей через переднюю кромку клина торможения, параллельно второй поверхности торможения, расположенной по щели перепуска, а расстояние между щеками воздухозаборника до щели перепуска не меньше расстояния между щеками воздухозаборника после щели перепуска. На фиг. 1 изображен предлагаемый аппарат, общий вид; на фиг. 2 сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 сечение Б-Б на фиг. 1; на фиг. 4 схема обтекания сверхзвукового воздухозаборника внешнего сжатия с трехступенчатым клином торможения на расчетном режиме полета; на фиг. 5 расчетная зависимость коэффициента восстановления полного давления сверхзвукового воздухозаборника от числа Маха набегающего потока. Сверхзвуковой воздухозаборник летательного аппарата содержит обечайку с верхней 1 и нижней 2 поверхностями торможения, боковые щели 3. В сверхзвуковой части воздухозаборника, в верхней части обечайки 1 и в боковых щеках 3 выполнена щель 4 перепуска, за которой размещена проточная часть 5 воздухозаборника, образованная клином 6 торможения, установленным на нижней поверхности 2 торможения обечайки. Вторая поверхность 7 торможения обечайки 1 установлена под углом к поверхности 2 торможения, причем поверхность 7 смещена назад относительно поверхности 2. Поверхности 2 и 7 торможения соединены боковыми щеками 3. Поверхности торможения 2 и 7, а также щеки 3 воздухозаборника могут быть выполнены плоскими или профилированными. Щеки 3 выполняются параллельными щекам 8 проточного канала 5 или устанавливаются под небольшим углом к щекам 8 и служат для устранения пространственного растекания заторможенного потока. Задние кромки второй поверхности 7 торможения образуют с передними кромками клина 6 торможения, боковыми щеками 3 и задним элементом обечайки 1 воздухозаборника щели 4 перепуска, необходимые для обеспечения запуска воздухозаборника и слива пограничного слоя с поверхностей 2 и 7 и щек 3. Поверхности 2 и 7 торможения при сверхзвуковом обтекании генерируют косые cкачки 9 и 10 уплотнения. В этих скачках уплотнения осуществляется предварительное торможение сверхзвукового потока при его отклонении в противоположных направлениях на углы



Класс B64D33/02 заборников первичного воздуха