воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием

Формула изобретения

1. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя летательного аппарата с внутренним сжатием, содержащий сверхзвуковой диффузор, имеющий канал, площадь поперечного сечения которого убывает в направлении движения воздушного потока, дозвуковой диффузор, имеющий канал, площадь поперечного сечения которого возрастает в направлении движения воздушного потока, причем дозвуковой диффузор расположен за сверхзвуковым диффузором, и горловину, расположенную между сверхзвуковым диффузором и дозвуковым диффузором, имеющую канал, отличающийся тем, что в стенках канала горловины выполнен, по меньшей мере, один проход, открытый в нагнетательный канал, включающий выходное отверстие в объем с низким давлением и оснащенное заслонкой, управляемой средством перемещения заслонки выходного отверстия между открытым и закрытым положениями, стенки канала сверхзвукового диффузора включают верхнюю переднюю аппарель и нижнюю переднюю аппарель, расположенные между противостоящими вертикальными боковыми стенками, стенки канала дозвукового диффузора включают верхнюю заднюю аппарель и нижнюю заднюю аппарель, расположенные между противостоящими вертикальными боковыми стенками, и стенки канала горловины включают противоположные вертикальные боковые стенки, по меньшей мере один проход, расположенный между боковыми стенками, по меньшей мере один проход, расположенный либо между задним концом верхней передней аппарели и передним концом верхней задней аппарели, либо между задним концом нижней передней аппарели и передним концом нижней задней аппарели.

2. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по п. 1, отличающийся тем, что включает систему управления, содержащую датчик статического давления воздуха, расположенный в нагнетательном канале, и датчик статического давления воздуха, расположенный в сверхзвуковом диффузоре, а также центральный процессорный блок для выработки и подачи командных сигналов для расположения средства для открывания заслонки выходного отверстия в соответствии с предопределенной логикой.

3. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по любому из п. 1 или 2, отличающийся тем, что часть сверхзвукового диффузора, расположенная вблизи передних концов верхней и нижней передних аппарелей, прикреплена с возможностью вращения к вертикальным боковым стенкам сверхзвукового диффузора, часть дозвукового диффузора, расположенная вблизи задних концов верхней и нижней задних аппарелей, прикреплена с возможностью вращения к вертикальным боковым стенкам дозвукового диффузора, сверхзвуковой диффузор, кроме того, включает по меньшей мере одно средство для движения передней аппарели, прикрепленное вблизи заднего конца, либо верхней, либо нижней передних аппарелей для изменения площади поперечного сечения в избранных точках вдоль сверхзвукового диффузора, и дозвуковой диффузор, кроме того, включает по меньшей мере одно средство для движения задней аппарели, прикрепленное либо к верхней, либо к нижней задним аппарелям для изменения площади поперечного сечения в избранных точках вдоль дозвукового диффузора.

4. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя по п. 1, отличающийся тем, что он имеет прямоугольную форму и содержит верхний и нижний наружные обтекатели, верхняя передняя и нижняя передняя аппарели сверхзвукового диффузора подвижно расположены между противостоящими вертикальными боковыми стенками, простирающимися по длине воздухозаборника, при этом сверхзвуковой диффузор включает, по меньшей мере, одно средство для движения передней аппарели, соединенное либо с верхней, либо с нижней передней аппарелью с возможностью изменения площади поперечного сечения в избранных точках вдоль сверхзвукового диффузора, дозвуковой диффузор, расположенный по потоку за сверхзвуковым диффузором, дозвуковой диффузор, расположенный по потоку за сверхзвуковым диффузором, включает по меньшей мере одно средство для движения задней аппарели, соединенное либо с верхней, либо с нижней задними аппарелями с возможностью изменения площади поперечного сечения и конфигурации поперечного сечения от прямоугольного в горловине до круглого у передней части двигателя в избранных точках вдоль дозвукового диффузора, по меньшей мере, один проход, расположенный между противостоящими вертикальными боковыми стенками и образованный либо между задним концом верхней передней аппарели и передним концом верхней задней аппарели, либо между задним концом нижней передней аппарели и передним концом нижней задней аппарели, по меньшей мере, один проход, открытый в нагнетательный канал, включающий выходное отверстие в объем с низким давлением и оснащенное заслонкой выходного отверстия, снабженное средством ее перемещения между открытым и закрытым положениями, и систему избирательной регулировки давления воздуха внутри воздухозаборника в соответствии с предопределенной логикой.

5. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по п. 4, отличающийся тем, что содержит систему управления, которая включает центральный процессорный блок для выработки и выдачи командных сигналов положения средству перемещения заслонки выпускного отверстия в соответствии с предопределенной логикой, центральный процессорный блок выполнен с возможностью выработки и выдачи командных сигналов положения передней аппарели по меньшей мере одному сигналу для движения передней аппарели и командные сигналы положения задней аппарели, по меньшей мере, одному средству для движения задней аппарели.

6. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по пп. 1-5, отличающийся тем, что каждая передняя аппарель сверхзвукового диффузора включает вогнутую часть и линейную часть, соединенные встык с возможностью вращения при помощи вращающегося шарнира, установленного между противостоящими вертикальными боковыми стенками, вогнутая часть переднего конца верхней передней аппарели неподвижно прикреплена к передней кромке верхнего наружного обтекателя, передний конец вогнутой части нижней передней аппарели неподвижно прикреплен к передней кромке нижнего наружного обтекателя, по меньшей мере, одно средство для движения сверхзвукового диффузора включает, по меньшей мере, первое, второе, третье и четвертое средства для движения сверхзвукового диффузора, первое и второе средства соединены с вогнутыми частями верхней и нижней передних аппарелей с возможностью вращения вогнутых частей вокруг вращающихся шарниров, а третье и четвертое средства соединены с линейными частями верхней и нижней передних аппарелей с возможностью вращения линейных частей вокруг вращающихся шарниров, задние концы верхней и нижней задних аппарелей дозвукового диффузора соединены с возможностью вращения с противостоящими вертикальными боковыми стенками, по меньшей мере, одно средство для движения дозвукового диффузора включает, по меньшей мере, первое и второе средства для движения дозвукового диффузора, соединенные с передними концами верхней и нижней задних аппарелей для вращения задних аппарелей вокруг соединений задних концов с противостоящими вертикальными боковыми стенками, и система является системой управления, которая включает датчик статического давления воздуха, расположенный в нагнетательном канале, и датчик статического давления воздуха, расположенный в сверхзвуковом диффузоре, центральный процессорный блок для выработки и выдачи командных сигналов положения средству перемещения заслонки выходного отверстия, выполненный с возможностью выработки и выдачи командных сигналов средствами для движения сверхзвукового диффузора и средствами для движения дозвукового диффузора.

7. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по п. 6, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одним средством для движения передней аппарели сверхзвукового диффузора является механический привод и, по меньшей мере, одним средством для движения задней аппарели дозвукового диффузора является механический привод.

8. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по любому из пп. 4-7, отличающийся тем, что передний конец верхней передней аппарели сверхзвукового диффузора соединен с передним концом верхнего обтекателя и передний конец нижней передней аппарели сверхзвукового диффузора соединен с передним концом нижнего обтекателя, при этом сверхзвуковой диффузор, кроме того, включает, по меньшей мере, два средства для изменения входного отверстия для изменения площади входного отверстия воздухозаборника, по меньшей мере, одно средство для изменения входного отверстия установлено вблизи соединения верхнего обтекателя с верхней передней аппарелью и, по меньшей мере, одно средство для изменения входного отверстия установлено вблизи соединения нижнего обтекателя с нижней передней аппарелью, первое рабочее положение средств для изменения входного отверстия раздвигает соединения друг от друга, второе рабочее положение средств для изменения входного отверстия сближает соединения навстречу друг другу.

9. Воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием по любому из пп. 2-8, отличающийся тем, что нагнетательный канал, кроме того, включает, по меньшей мере, одно малое откалиброванное выходное отверстие для прохода малых объемов воздуха.

10. Воздухозаборник по п. 9, отличающийся тем, что, кроме того, включает систему для избирательного выпуска воздуха из нагнетательного канала через выпускное отверстие.

11. Способ подачи воздуха двигателю сверхзвукового самолета через канал воздухозаборника с внутренним сжатием, отличающийся тем, что включает поступление воздуха в ходе полета самолета в воздушном пространстве в канал, включающий сверхзвуковой диффузор, дозвуковой диффузор и по меньшей мере один проход между сверхзвуковым диффузором и дозвуковым диффузором в камеру нагнетательного канала, имеющую выходное отверстие, отслеживание статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре, отслеживание статического давления воздуха в нагнетательном канале, сравнение статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре и статического давления воздуха в нагнетательном канале и избирательный выпуск воздуха из нагнетательного канала через выходное отверстие для поддержания статического давления воздуха в нагнетательном канале на избранном уровне.

12. Способ по п. 11, отличающийся тем, что включает этапы отслеживания текущих условий работы воздухозаборника и условий полета, вычисления оптимальных конфигураций сечения сверхзвукового и дозвукового диффузоров и изменения конфигураций сечений сверхзвукового и дозвукового диффузоров до их соответствия вычисленным оптимальным конфигурациям.

Описание изобретения к патенту

Область изобретения

Изобретение относится к воздухозаборникам авиационных двигателей и, более конкретно, к воздухозаборникам с изменяющимся забором воздуха двигателя с внутренним сжатием сверхзвукового летательного аппарата.

Предпосылки изобретения

Когда воздухозаборник двигателя принимает полный объем воздушного потока, проходящего через поперечное сечение его входного отверстия, воздухозаборник двигателя работает, как говорят, в "полном режиме". Если по какой-то причине, такой как неспособность двигателя пропускать весь воздушный поток или из-за другого ограничения, воздухозаборник двигателя не может принимать полный объем набегающего потока воздуха, избыточный воздух уходит вокруг наружного обтекателя, и воздухозаборник двигателя летательного аппарата, как говорят, работает в "режиме сброса".

Как правило, воздухозаборники двигателей дозвуковых летательных аппаратов работают эффективно в режиме сброса на всех фазах полета. Лишь небольшое лобовое сопротивление воздействует на двигатель, если применяются обтекатели с тупыми передними кромками и обтекаемыми поверхностями. Для известных сверхзвуковых самолетов воздухозаборники двигателей работают в полном режиме при сверхзвуковом полете в крейсерском режиме и в режиме сброса при дозвуковом полете. Однако воздухозаборники сверхзвуковых двигатели оптимизированы для условий полета в крейсерском режиме, когда относительно острые передние кромки обтекателя и тонкие наружные поверхности обтекателя эффективно сокращают лобовое сопротивление при работе в полном режиме. К сожалению, эта оптимальная для сверхзвукового полета конфигурация воздухозаборника почти противоположна оптимальной конфигурации для дозвукового полета. Воздухозаборник сверхзвуковой конфигурации неэффективно сбрасывает воздух при дозвуковой и околозвуковой фазах полета (то есть тех фазах полета, которые происходят до перехода в сверхзвуковую фазу и после выхода из сверхзвуковой фазы), что вызывает высокое сопротивление срыва. В результате этого срыва входящего потока увеличивается общее аэродинамическое сопротивление самолета, что, в конечном счете, сокращает практическую тягу силовой установки.

Сброса потока вокруг входного отверстия сверхзвукового двигателя можно избежать, применяя сверхзвуковой воздухозаборник с внутренним сжатием, снабженный таким входным отверстием, которое имеет изменяемую площадь захвата воздуха. Несмотря на их привлекательность с точки зрения аэродинамики, эти входные отверстия не предлагались для практического применения из-за трудности вывода двигателя из ненормального режима, называемого "выходом воздухозаборника из действия", в ходе сверхзвукового полета. Режимы выхода воздухозаборника из действия описаны ниже.

В качестве пояснительной информации отметим, что сверхзвуковые летательные аппараты могут двигаться быстрее локальной скорости звука (Ml) относительно окружающего воздуха. Газотурбинные двигатели, приводящие в движение такие самолеты, работают эффективно, только если набегающий поток воздуха движется с дозвуковыми скоростями (как правило, меньше М0.6). В функцию конфигурации воздухозаборника двигателя входит уменьшение скорости входящего воздушного потока от сверхзвуковой скорости до средних дозвуковых значений числа Маха. Таким образом, воздухозаборник может сначала понизить скорость входящего воздушного потока до скорости, близкой к скорости звука (около Ml), после чего вновь замедлить воздушный поток до необходимой дозвуковой скорости. Сверхзвуковой воздухозаборник, таким образом, содержит две отдельных зоны: зону сверхзвукового сжатия и зону дозвукового сжатия.

Различные типы воздухозаборников двигателей могут применяться в зависимости от того, в какой степени зона сверхзвукового сжатия будет обращена к окружающей среде. По меньшей мере три типа воздухозаборников двигателей могут применяться в настоящее время: внутреннего сжатия, смешанного сжатия и наружного сжатия. Настоящее изобретение относится только к воздухозаборнику двигателя с внутренним сжатием, где сверхзвуковое сжатие происходит полностью внутри входного канала двигателя.

Физическим свойством газа, такого как воздух, является то, что для того, чтобы сжать сверхзвуковой поток (то есть чтобы понизить его число Маха), площадь поперечного сечения канала воздухозаборника должна сжиматься, а для продолжения сжатия от числа Ml до меньшего значения числа Маха поперечное сечение должно увеличиваться. Таким образом, все сверхзвуковые воздухозаборники с внутренним сжатием имеют сходящееся-расходящееся поперечное сечение канала. Сходящийся участок канала, называемый сверхзвуковым диффузором, ограничивает сверхзвуковую зону сжатия. Расходящийся участок, называемый дозвуковым диффузором, ограничивает дозвуковую зону сжатия.

Вид сбоку в разрезе воздухозаборника 20 с внутренним сжатием предшествующего уровня техники показан на фиг.1. Воздухозаборник 20, показанный на фиг. 1, состоит из кольцевого обтекателя и канала. Представленная пояснительная информация, касающаяся предшествующего уровня техники, также относится к воздухозаборникам предшествующего уровня техники, имеющим прямоугольные каналы. Воздухозаборник 20 с внутренним сжатием включает обтекатель 22 двигателя, имеющий кромку 24 обтекателя на его переднем краю, и канал, ограниченный внутренними поверхностями обтекателя двигателя. Канал включает три основных зоны: сверхзвуковой диффузор 28, имеющий сходящиеся противоположные стенки; дозвуковой диффузор 30, имеющий расходящиеся противоположные стенки и расположенный сзади сверхзвукового диффузора 28; и небольшую горловину 32, соединяющую два диффузора и имеющую, по существу, параллельные противоположные стенки. Горловина 32 является наиболее узкой зоной канала.

Продолжая ссылаться на фиг.1, отметим, что летательный аппарат, на котором установлен воздухозаборник 20, обычно движется со сверхзвуковой скоростью. Свободный поток воздуха (показанный стрелкой 34), находящийся снаружи от воздухозаборника, движется со сверхзвуковыми скоростями относительно воздухозаборника 20. Свободный поток воздуха захватывается и сначала замедляется с первой сверхзвуковой скорости до второй сверхзвуковой скорости внутри сверхзвукового диффузора 28. Образуются различные косые ударные волны 36, показанные прерывистыми линиями. Косые ударные волны 36 представляют резкий переход сверхзвукового воздушного потока к меньшей сверхзвуковой скорости. Воздушные потоки переходят от сверхзвуковой скорости к дозвуковой скорости через поперечный скачок уплотнения 38, находящийся в передней части дозвукового диффузора 30, сразу после наиболее узкой части горловины 32. Захваченный воздух дополнительно замедляется до меньших дозвуковых скоростей в дозвуковом диффузоре 30.

Физически невозможно для любого поперечного скачка уплотнения удерживаться в сходящемся сверхзвуковом диффузоре 28 канала воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием. Если возмущения потока вызывают смещение поперечного скачка уплотнения вперед в сходящееся сечение, в точку, находящуюся перед горловиной, поток становится нестабильным, и поперечный скачок уплотнения будет резко выброшен вперед, в положение впереди входного отверстия двигателя, к краю обтекателя. Этот выброс поперечного скачка уплотнения обычно называют "выходом из действия" воздухозаборника, и он сопровождается резкими и большими амплитудными изменениями аэродинамических сил, воздействующих на воздухозаборник. Возмущения потока, ведущие к выходу из действия воздухозаборника, вызываются рядом естественных причин, таких как тепловые восходящие потоки или струйные потоки в атмосфере. Они могут также вызываться маневрами самолета или изменениями воздушного потока, вызванными двигателем.

Когда происходит выход из действия воздухозаборника с внутренним сжатием, тяга, производимая двигателем, значительно падает, и одновременно значительно возрастает лобовое сопротивление воздухозаборника. Одновременное уменьшение тяги и увеличение лобового сопротивления существенно воздействует на характеристики полета самолета. Если самолет движется с очень высокими скоростями и происходит выход из действия воздухозаборника, скорость самолета быстро уменьшается, делая на некоторое время затруднительным или невозможным для пилота управление самолетом. Несмотря на то что воздухозаборник быстро вновь вводится в действие с перемещением поперечного скачка уплотнения от кромки обтекателя или из положения впереди нее назад в горловину, пилот не сможет продолжать сверхзвуковой полет.

Нормальная работа восстанавливается в последовательности введения в действие. При каждом значении числа Маха при полете существует максимальное соотношение площади сечения входного отверстия (А) и площади сечения горловины (А*), при превышении которого введение в действие невозможно. Этот хорошо известный вводящий в действие коэффициент сжатия (А/А*) намного меньше, чем требуемый для получения эффективных характеристик самолета. Тем не менее, если происходит выход из действия воздухозаборника, коэффициент должен быть уменьшен, по меньшей мере, до максимального вводящего в действие коэффициента сжатия. Введение в действие воздухозаборника с внутренним сжатием затруднительно потому, что площадь входного отверстия включает всю входную захватывающую площадь двигателя и, таким образом, необходимо очень большое увеличение площади сечения горловины для достижения вводящего в действие коэффициента сжатия.

Попытки преодолеть проблемы выхода из действия и ввода в действие воздухозаборника были безуспешны. Патент США 4991795 описывает конфигурацию, относящуюся к проблеме воздухозаборников со смешанным сжатием. Устройство, описанное в этом патенте, включает обтекатель, переднюю аппарель, заднюю аппарель, множество приводов для избирательного движения аппарелей и канал между передней и задней аппарелями. Канал расположен в горловине воздухозаборника и открывается в пространство, имеющее отверстие, через которое может выпускаться воздух. Система управления принимает сигналы от датчиков давления, расположенных в различных точках воздухозаборника, и открывает или закрывает выходное отверстие, таким образом регулируя давление внутри канала для управления положением поперечного скачка уплотнения. Хотя технические приемы, описанные в патенте США 4991795, предназначены для использования с воздухозаборником со смешанным сжатием, они включены сюда в качестве ссылки в части, совместимой с настоящим описанием.

Наиболее близким аналогом к заявленному изобретению является воздухозаборник по патенту США 3032977, 08.05.1962. Устройство, описанное в этом патенте, включает сверхзвуковой диффузор, имеющий канал, площадь поперечного сечения которого убывает в направлении движения воздушного потока, дозвуковой диффузор, имеющий канал, площадь поперечного сечения которого возрастает в направлении движения воздушного потока, причем дозвуковой диффузор расположен за сверхзвуковым диффузором, и горловину, расположенную между сверхзвуковым диффузором и дозвуковым диффузором, имеющую канал.

Однако данная конструкция воздухозаборника не решает проблем, связанных с возникновением режима выброса и последующим выходом из строя воздухозаборника.

Таким образом, существует необходимость в создании воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием, который устраняет возникновение режима выброса и связанного с ним сопротивления выброса и явлений выхода воздухозаборника из действия, а также обеспечивающего быстрое введение воздухозаборника в действие в ходе сверхзвукового полета, если выход из действия все же произошел.

Краткое описание изобретения

Настоящее изобретение обеспечивает создание воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием, включающего: гибкий наружный обтекатель с краями передних кромок; канал, имеющий сверхзвуковой диффузор, дозвуковой диффузор и горловину, соединяющую сверхзвуковой и дозвуковой диффузоры; верхнюю и нижнюю передние аппарели, ограничивающие сверхзвуковой диффузор; верхнюю и нижнюю задние аппарели, ограничивающие дозвуковой диффузор; первый проход, образованный между примыкающими концами верхней передней и верхней задней аппарелей; и второй проход, образованный между примыкающими концами нижней передней и нижней задней аппарелей.

Воздухозаборник предпочтительно имеет прямоугольную конфигурацию и, кроме того, включает противоположные неподвижные вертикальные боковые стенки, образующие вертикальные стенки канала. Кроме того необязательно может применяться рассекатель для создания дополнительного сжатия воздушного потока, причем рассекатель располагается в канале на средней высоте между первым и вторым проходами, и продольная ось рассекателя совпадает с продольной осью воздухозаборника. Рассекатель удерживается неподвижными боковыми стенками.

В соответствии с другими аспектами изобретения воздухозаборник включает систему управления для отслеживания условий работы воздухозаборника, условий полета и характеристик самолета, включая давление воздуха в различных точках внутри канала воздухозаборника. Система управления вычисляет выходные установочные команды для различных компонентов воздухозаборника для регулировки их установки для создания максимально эффективной площади сечения канала для конкретных условий полета. Система управления включает заранее запрограммированную логическую часть и, необязательно, дисплей.

Передняя и задняя аппарели включают передние и задние концы. Передние концы передних аппарелей жестко прикреплены к передним краям гибкого обтекателя. Задние концы задних аппарелей прикреплены с возможностью поворота к стенкам канала. Воздухозаборник включает входное отверстие, ограниченное расстоянием между кромками обтекателя. Отверстие соответствует максимальной площади поперечного сечения свободного потока воздуха, который может быть захвачен воздухозаборником во время сверхзвукового полета.

Передние и задние аппарели подвижны и могут занимать множество различных положений под различными углами относительно продольной оси воздухозаборника с применением ряда известных способов. В предпочтительном варианте воплощения изобретения каждая из передних аппарелей имеет слегка вогнутую часть и линейную часть. Один конец каждой вогнутой части соединен с кромкой обтекателя, и другой конец соединен с возможностью поворота с концом линейной части. Механические приводы соединены с передними и задними аппарелями для регулирования их конфигурации и ориентации. В альтернативном варианте могут применяться другие конфигурации передних и задних аппарелей, так же как и другие способы движения аппарелей внутри канала. Различные положения аппарелей позволяют изменять площадь поперечного сечения горловины воздухозаборника для получения наиболее эффективной конфигурации канала. Различные положения аппарелей также позволяют увеличивать или уменьшать кривизну передних аппарелей для усиления сжатия в сверхзвуковом диффузоре и изменения остроты краев обтекателя для уменьшения сопротивления сброса. Положение приводов аппарелей регулируется в соответствии с выходными командами системы управления.

В соответствии с другими аспектами настоящего изобретения первый и второй проходы открыты в верхний и нижний нагнетательные каналы для ударной волны соответственно. Каждый нагнетательный канал имеет выходное отверстие, открывающееся в область с низким давлением, и заслонку в выходном отверстии для регулирования величины выходного отверстия. Каждая заслонка выходного отверстия может управляться при помощи привода. Оба нагнетательных канала, необязательно, могут включать точно откалиброванное выходное отверстие для выпуска точного малого количества воздуха из канала. Количество выпускаемого из нагнетательных каналов воздуха регулируется системой управления. Различные допустимые положения аппарелей и способности прокачивать воздушный поток через нагнетательные каналы применяются прежде всего для предотвращения выходов из действия воздухозаборника и для быстрого ввода его в действие, если выход из действия воздухозаборника все же произошел в ходе сверхзвукового полета.

В соответствии с другими аспектами изобретения способ обеспечения подачи воздуха в двигатель самолета с использованием воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием включает: отслеживание текущих условий полета; придание компонентам воздухозаборника оптимальной конфигурации для текущих условий полета; направление воздуха в канал, имеющий сверхзвуковой диффузор, за которым следует горловина, имеющая первый и второй проходы, каждый из которых открыт в нагнетательный канал, за горловиной следует дозвуковой диффузор; отслеживание статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре; отслеживание статического давления воздуха внутри каждого нагнетательного канала; сравнение статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре с давлением воздуха в нагнетательном канале; и избирательный выпуск воздуха из каждого нагнетательного канала для поддержания статического давления в нагнетательных каналах на необходимом уровне. В ходе нормального сверхзвукового полета этот уровень приблизительно равен статическому давлению в сверхзвуковом диффузоре.

В соответствии с другими аспектами изобретения способ, кроме того, включает изменение площади поперечного сечения канала в различных точках для обеспечения эффективного впуска воздуха в двигатель при всех режимах полета. В частности, способ включает: изменение площади поперечного сечения канала для обеспечения оптимального дозвукового полета, околозвукового полета, нештатного (при вводе в действие воздухозаборника) полета, штатного полета и штатного полета в условиях возмущений потока; выпуск воздуха из нагнетательных каналов в ходе ввода в действие воздухозаборника, когда статическое давление воздуха в нагнетательных каналах становится большим, чем статическое давление воздуха в сверхзвуковом диффузоре; и выпуск воздуха из нагнетательных каналов в ходе ввода в действие воздухозаборника, если давление воздуха в дозвуковом диффузоре увеличилось до нежелательного уровня.

Краткое описание чертежей

Вышеизложенные аспекты и многие сопутствующие преимущества этого изобретения будут легче поняты со ссылками на следующее подробное описание, взятое в сочетании с прилагаемыми чертежами, на которых:

фиг. 1 изображает схематически вид вертикального осевого сечения известного воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием;

фиг. 2 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.3 - схематически вид вертикального осевого сечения предпочтительного варианта выполнения воздухозаборника двигателя с внутренним сжатием согласно настоящему изобретению с компонентами, установленными в положение, обеспечивающее максимальную площадь захвата для получения эффективных характеристик в режиме взлета и посадки;

фиг.4 - схематически вид вертикального осевого сечения предпочтительного варианта выполнения воздухозаборника, показанного на фиг.3, с компонентами, установленными для дозвукового полета с низким лобовым сопротивлением и полета с околозвуковой скоростью (при выходе из действия воздухозаборника);

фиг.5 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.3, с компонентами, установленными для штатного полета (с действующим воздухозаборником) со сверхзвуковой скоростью;

фиг.6 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.2, с компонентами, установленными для дозвукового полета;

фиг.7 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.2, с компонентами, установленными для нештатного полета (с действующим воздухозаборником) со сверхзвуковой скоростью;

фиг. 8 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.2, с компонентами, установленными для штатного полета (с действующим воздухозаборником) со сверхзвуковой скоростью;

фиг.9 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.2, демонстрирующий ответное действие согласно настоящему изобретению на увеличение давления в сверхзвуковом диффузоре;

фиг. 10 - схематически вид вертикального осевого сечения воздухозаборника, показанного на фиг.2, демонстрирующий поток воздуха при сверхзвуковом полете, проходящий от дозвукового диффузора, через проход горловины для предотвращения выхода из действия воздухозаборника; и

фиг. 11 - схематически вид типового варианта системы управления воздухозаборником в соответствии с настоящим изобретением.

Подробное описание предпочтительного варианта воплощения изобретения

Хотя подробное описание настоящего изобретения приводится ниже со ссылками на прямоугольный воздухозаборник двигателя, должно быть понятно, что применение настоящего изобретения в двигателях с воздухозаборниками круглого сечения может быть также выгодно. Таким образом, несмотря на то что настоящее изобретение было разработано и описано здесь относительно прямоугольного воздухозаборника двигателя, настоящее изобретение охватывает также другие варианты выполнения воздухозаборников двигателей в тех случаях, когда оно применимо к ним. Необходимо также учитывать, что следующее описание относится к прямоугольному двигателю, имеющему вертикальные боковые стенки. Воздухозаборник может быть установлен или переориентирован на 90^o вокруг продольной оси двигателя так, что аппарели окажутся вертикальными, а боковые стенки горизонтальными.

Воздухозаборник 39 двигателя с внутренним сжатием согласно настоящему изобретению, показанный на фиг.2, включает: гибкий наружный обтекатель 40; канал, имеющий три основные зоны, сверхзвуковой диффузор 44 в передней части воздухозаборника, дозвуковой диффузор 46 в задней части воздухозаборника и расположенную посередине горловину 48, соединяющую сверхзвуковой и дозвуковой диффузоры; верхнюю и нижнюю передние аппарели 50 и 52, ограничивающие сверху и снизу сверхзвуковой диффузор 44; верхнюю и нижнюю задние аппарели 54 и 56, ограничивающие сверху и снизу дозвуковой диффузор 46; верхний проход 58 в горловине, образованный промежутком между примыкающими концами верхней передней и верхней задней аппарелей 50, 54; и нижний проход 60 в горловине, образованный промежутком между примыкающими концами нижней передней и нижней задней аппарелей 52, 56. Воздухозаборник 39 также включает противоположные неподвижные боковые стенки 61, простирающиеся вертикально между верхней и нижней гибкими наружными поверхностями 68, 70 обтекателя. Боковые стенки 61 образуют вертикальные стенки канала. Дальняя боковая стенка показана на фиг.2-10. Рассекатель 62 необязательно может размещаться в горловине 48 для создания дополнительного сжатия воздушного потока. Рассекатель 62 отцентрован по вертикали между первым и вторым проходами 58 и 60, при этом продольная ось рассекателя в целом совпадает с продольной осью 66 воздухозаборника.

Воздухозаборник 39 также включает центральную систему управления 150, показанную на фиг.11. Поступающие в систему управления сигналы вырабатываются датчиками, которые непрерывно измеряют характеристики самолета и состояние воздушного потока в канале. Сигналы могут включать сигналы от датчиков 132 статического давления передних аппарелей, датчиков 130 статического давления нагнетательных каналов и приводов 127 заслонок выходных отверстий. Выходные сигналы системы управления включают сигналы управления приводами, регулирующими положение компонентов воздухозаборника. Система управления 150 и приводы подробно описаны ниже.

Обтекатель 40 в целом представляет собой наружное гибкое металлическое покрытие воздухозаборника и двигателя. Обтекатель 40 крепится к двигателю и/или крылу обычными способами. Обтекатель может быть изогнутым при использовании с цилиндрическим входным отверстием двигателя или горизонтальным при использовании с прямоугольным входным отверстием двигателя. Использование наружного обтекателя, установленного под очень малым углом к направлению полета, в целом предпочтительно, поскольку обтекатель, находящийся под малым углом к направлению полета, сводит к минимуму сопротивление обтекателю и обеспечивает более эффективную аэродинамину. Обтекатель 40, показанный на фиг. 2 -10, включает верхнюю защитную часть 68 и нижнюю защитную часть 70. Каждая часть имеет кромку 72 обтекателя на его передней части. Воздухозаборник 39 имеет входное отверстие 74, ограниченное площадью, охватываемой кромками обтекателя и передними частями боковых стенок 61. Входное отверстие 74 соответствует максимальной площади поперечного сечения свободного воздушного потока, который может захватываться воздухозаборником 39 во время сверхзвукового полета.

Канал воздухозаборника простирается от входного отверстия 74 до передней части двигателя. Сверхзвуковой диффузор 44 расположен в передней части канала и ограничен районом между верхней и нижней передними аппарелями 50, 52 и вертикальными боковыми стенками 61. Сверхзвуковой диффузор 44 отличается способностью принимать конфигурацию, поперечное сечение которой сходится в направлении движения воздушного потока 34 в ходе сверхзвукового полета. Сужение диффузора вызывает замедление сверхзвукового потока до меньшей сверхзвуковой скорости, таким образом сводя к минимуму энергетические потери в поперечном скачке уплотнения. Дозвуковой диффузор 46 канала расположен за сверхзвуковым диффузором 44 и ограничен районом между верхней и нижней задними аппарелями и вертикальными боковыми стенками. Дозвуковой диффузор 46 отличается способностью принимать конфигурацию, поперечное сечение которой расходится в направлении движения воздушного потока 34 в ходе сверхзвукового полета. Расширение диффузора вызывает замедление дозвукового воздушного потока до меньшей дозвуковой скорости.

Как показано на фиг.2, горловина 48 является зоной канала, потенциально имеющей минимальное поперечное сечение и соединяющей сверхзвуковой и дозвуковой диффузоры 44, 46. В технике расположение абсолютно минимального поперечного сечения называется геометрической горловиной. Расположение минимального аэродинамического поперечного сечения потока называется аэродинамической горловиной. Горловина 48, применительно к настоящему изобретению, располагается, по существу, между передними и задними аппарелями 50, 52, 54, 56, перекрывая небольшую часть передних концов задних аппарелей 54, 56. Горловина 48 включает первый и второй проходы 58, 60, которые могут образовывать "воображаемую" горловину в результате манипуляций с давлением воздуха и ориентацией аппарелей как подробно описано ниже. Таким образом, в описанном здесь применении горловина 48 включает те зоны канала, в которых предпочтительно должен располагаться поперечный скачок уплотнения.

Как показано на фиг.2, верхняя и нижняя передние аппарели 50, 52 включают переднюю кромку 78, внутреннюю поверхность 80 аппарели и заднюю кромку 82. Передняя кромка 78 верхней передней аппарели 50 прикреплена к краю верхней защитной части 68 обтекателя. Передняя кромка 78 нижней передней аппарели 52 прикреплена к краю нижней защитной части 70 обтекателя. Внутренние поверхности 80 передних аппарелей в целом гладкие для облегчения прохождения воздушного потока в сверхзвуковой диффузор 44 канала. Передние аппарели 50, 52 могут быть изготовлены из материала, который достаточно гибок для изгибания пригодными известными способами и в то же время достаточно прочен для сопротивления давлению набегающего воздушного потока. Предпочтительный материал для изготовления гибкой аппарели описан в патенте США 5033693, на который здесь делаются ссылки.

Как показано на фиг.2, верхняя и нижняя задние аппарели 54, 56 включают переднюю кромку 84, внутреннюю поверхность 86 аппарели и задний конец 88. Внутри канала верхняя задняя аппарель 54 расположена между первым проходом 58 и передней частью двигателя, и нижняя задняя аппарель 56 расположена между вторым проходом 60 и передней частью двигателя. Задние концы 88 задних аппарелей соединены сверху и снизу в задней части канала с боковыми стенками 31, 33 при помощи поворотных соединений 90. Поверхности 86 задних аппарелей предпочтительно гладкие для облегчения прохождения дозвукового воздушного потока. Задним аппарелям 54, 56 в соответствующих случаях может придаваться небольшое выпуклое искривление, что известно специалистам в данной области техники. Задние аппарели 54, 56 могут быть изготовлены из материалов, которые широко применяются при изготовлении сверхзвуковых двигательных установок. Предпочтительными с точки зрения снижения веса материалами являются современные сплавы. Если задние аппарели и боковые стенки образуют прямоугольное сечение в зоне горловины, то в зоне передней части двигателя дозвуковой диффузор переходит к полностью круглому сечению. Линии поворота задних аппарелей могут находиться, как показано на фиг.2 или в каком-либо другом месте вблизи указанного места.

Передние и задние аппарели 50, 52, 54, 56 могут перемещаться в различные положения под разными углами относительно продольной оси воздухозаборника при помощи любого из ряда известных устройств и способов. Например, аппарели могут включать единую часть гибкой аппарели для обеспечения изэнтропического сжатия воздуха в пределах чисел Маха, как описано в патенте США 3450141, выданном Браендлейну (Braendlein), на который здесь делаются ссылки. Аппарели могут изгибаться во множестве точек для получения необходимой конфигурации аппарели, как описано в патенте США 4307743, выданном Данну (Dunn), на который здесь делаются ссылки. В альтернативном варианте, как передние, так и задние аппарели могут перемещаться системой механических соединений или по-другому, как показано в патенте США 4991795, выданном Конксеку (Koncsek), на который здесь делаются ссылки.

Для настоящего изобретения не имеет принципиального значения, какие применяются конкретные механизмы и, таким образом, они на избранных чертежах показаны только схематически. Важным для настоящего изобретения является механизм получения предпочтительно четырех различимых рабочих конфигураций воздухозаборника плюс плавный переход от одной конфигурации к другой.

Первая конфигурация, применяемая для полета с малой скоростью (в режимах взлета и посадки), показана на фиг.3. В этой конфигурации верхняя и нижняя передние аппарели 50, 52 устанавливаются, по существу, параллельно продольной оси 66 воздухозаборника, так же, как и верхняя и нижняя задние аппарели 54, 56. Коэффициент сжатия А/А*1. Предпочтительно включить в конструкцию средства для разведения передних кромок 78 верхней и нижней передних аппарелей друг от друга, чтобы вызвать движение передних кромок 78 и кромок 72 обтекателя верхней и нижней частей воздухозаборника в разные стороны, чтобы увеличить площадь захвата воздушного потока и сократить потери воздушного потока при полете с низкой скоростью, когда захватывающий поток канал имеет большее сечение, чем воздухозаборник.

Сверхвзуковой диффузор 44 отличается способностью принимать сходящуюся конфигурацию в поперечном сечении в направлении прохождения потока воздуха 34 в ходе сверхзвукового полета. Сужение вызывает замедление сверхзвукового потока до меньшей сверхзвуковой скорости, таким образом сводя к минимуму потери энергии в поперечном скачке уплотнения. Дозвуковой диффузор 46 канала расположен после сверхзвукового диффузора 44 и ограничен площадью между верхней и нижней задними аппарелями и вертикальными боковыми стенками.

На фиг.4 и 6 показана вторая конфигурация, которая применяется при дозвуковом и околозвуковом (в случае выхода из действия воздухозаборника) полете. Эта конфигурация подобна первой конфигурации, за исключением того, что передние кромки 78 верхней и нижней аппарелей и кромки 72 обтекателя сдвинуты друг к другу, уменьшая площадь захвата воздушного потока. Это приводит к изгибу наружных поверхностей 68, 70 обтекателя, которые принимают слегка выпуклую форму вблизи кромки 72 обтекателя. Это помогает сбрасывать воздушный поток вокруг воздухозаборника для сокращения сопротивления сброса в ходе дозвукового и околозвукового полета.

Третья конфигурация, которая может применяться при сверхзвуковом нештатном полете, показана на фиг.7. Важными характеристиками этой конфигурации являются более обтекаемая наружная поверхность обтекателя и увеличенное соотношение сжатия. Наружная поверхность обтекателя становится более обтекаемой за счет отклонения концов 78 верхней и нижней аппарелей друг от друга, что вызывает отклонение кромок 72 обтекателя друг от друга. Как отмечалось во вводной части описания, воздухозаборник переходит от работы в режиме сброса к работе в полном режиме при переходе от дозвукового полета к сверхзвуковому полету. Соответственно передняя кромка воздухозаборника должна перейти от тупой конфигурации к более обтекаемой конфигурации. Соотношение сжатия увеличивается при перемещении задних концов 82 верхней и нижней передних аппарелей ближе друг к другу при одновременном движении передних концов 84 верхней и нижней задних аппарелей навстречу друг другу.

При приближении летательного аппарата к расчетной скорости полета воздухозаборник переходит к своей четвертой конфигурации, показанной на фиг.5 и 8. Четвертая конфигурация подобна третьей конфигурации за исключением того, что коэффициент сжатия дополнительно увеличивается, и верхняя и нижняя передние аппарели 50, 52 принимают в большей степени сходящееся положение для обеспечения оптимального сжатия сверхзвукового воздушного потока.

На фиг.3-5 показан предпочтительный вариант выполнения воздухозаборника 39 и предпочтительный вариант применения механизмов движения передних и задних аппарелей 50, 52, 54, 56. В целом механизмы, показанные на фиг.3-5, являются обычными гидравлическими цилиндрами, которые выдвигаются или втягиваются, перемещая тяги или другие соединительные элементы для изменения положения и конфигурации аппарелей. Приводы управляются сигналами системы управления 150 в соответствии с заранее заданной программой. Для большинства режимов полета предпочтительно, чтобы противолежащие аппарели двигались согласованно. Когда необходимо независимое движение аппарели, могут быть введены дополнительные приводы и/или программы управления.

Как показано на фиг. 3, верхняя передняя аппарель включает две соединенные между собой жесткие части: слегка вогнутую переднюю часть 91 и линейную заднюю часть 93. Нижняя передняя аппарель включает такие же части 92, 94. Вогнутые части 91, 92 жестко скреплены их передними концами с кромками 72 обтекателя, образуя относительно острую кромку. Вогнутые части 91, 92 соединены с возможностью вращения своими задними концами с передними концами линейных частей 93, 94 при помощи шарниров 95 и 96 (фиг.4) соответственно. Шарниры 95, 96 установлены между вертикальными боковыми стенками 61 канала и соединены с ними с возможностью вращения. Соединенные части 91, 92, 93, 94 также простираются между вертикальными боковыми стенками 61.

Первая пара приводов расположена в сверхзвуковом диффузоре 44 и предназначена для обеспечения движения вогнутой части 91 верхней передней аппарели 50. На фиг. 3-5 показан один привод 97 первой пары приводов, который прикреплен к задней вертикальной боковой стенке 61. Вторая пара приводов также применяется для движения вогнутой части 92 нижней передней аппарели 52. На фиг. 3-5 показан один привод 98 из второй пары приводов, который также прикреплен к дальней вертикальной боковой стенке 61. Каждый привод первой и второй пар расположен, по существу, параллельно продольной оси 66. Каждый привод имеет базовый конец, присоединенный с возможностью вращения к середине (по высоте) примыкающей к нему вертикальной боковой стенки 61. На фиг. 3-5 базовые концы приводов 97 и 98 обозначены цифрами 99 и 100 соответственно.

Тяги в виде стержней соединены с возможностью вращения одним концом с плунжером каждого привода первой и второй пары приводов. На фиг.3-5 показаны тяги 101 и 102. Тяга 101 соединена с возможностью вращения с одним концом плунжера 103 привода 97. Тяга 102 соединена с возможностью вращения с плунжером 104 привода 98. Жесткие тяги поддерживают постоянную конфигурацию и длину во всех случаях. Противоположные концы жестких тяг соединены с возможностью вращения с шарнирами 95, 96, соединяющими вогнутые части 91, 92 с линейными частями 95, 94. Как показано на фиг.3-5, тяга 101 прикреплена к шарниру 95 вблизи соединения шарнира с дальней вертикальной боковой стенкой 61. Таким же образом, тяга 102 прикреплена к шарниру 96 вблизи соединения этого шарнира с дальней вертикальной боковой стенкой 61.

Все соединения тяг с шарнирами 95, 96 на дальней и ближней вертикальных боковых стенках дополнительно соединены с их соответствующими вогнутыми частями 91, 92 так, что между тягами и вогнутыми частями поддерживается постоянный угол. Это обозначено на фиг.3-5 прямоугольными символами 89, показанными прерывистой линией. Предпочтительный угол составляет примерно 90^o, хотя при других устройствах приводов могут применяться другие углы.

Когда плунжеры приводов первой и второй пар приводов выдвигаются, жесткие тяги поворачиваются вокруг осей шарниров 95, 96 по типу так называемых коленчатых рычагов. Поскольку вогнутые части 91, 92 не прикреплены к вертикальным боковым стенкам и поскольку жесткие тяги поддерживают постоянный угол относительно вогнутых частей, поворот тяг вызывает такой же поворот вогнутых частей 91, 92 также вокруг осей шарниров 95, 96. Вращение вогнутых частей 91, 92 вокруг осей шарниров 95, 96 обеспечивает манипулирование размерами площади входного сечения и изменение угла атаки кромок обтекателя относительно набегающего потока воздуха. Кроме того, выдвижение плунжеров может изменять степень схождения аппарелей, которой можно достичь в сверхзвуковом диффузоре, поскольку увеличение площади входного сечения вызывает схождение вогнутых частей в направлении движения воздушного потока.

Продолжая обращаться к фиг. 3-5, отметим, что третья пара приводов прикреплена с возможностью вращения к противоположным вертикальным боковым стенкам 61 и используется для управления движением задних концов 82 верхней передней аппарели. Приводы, по существу, ориентированы вертикально, при этом их плунжеры присоединены с возможностью вращения к заднему концу 82 верхней передней аппарели (который также является задним концом линейной части 93 верхней передней аппарели, показанной на фиг.3-5). На фиг.3-5 показан один привод 105 третьей пары приводов, который присоединен к дальней вертикальной боковой стенке 61. Задняя кромка нижней передней аппарели таким же образом соединяется с четвертой парой приводов. На фиг.3-5 показан один привод 106 четвертой пары приводов, который прикреплен к дальней вертикальной боковой стенке 61.

Каждый привод третьей и четвертой пары приводов имеет базовый конец, прикрепленный примерно в середине (по высоте) примыкающей к нему вертикальной боковой стенки. На фиг.3-5 базовые концы приводов 105 и 106 обозначены цифрами 107 и 108 соответственно. Базовые концы 107, 108 соединены с дальней вертикальной стенкой 61 вблизи необязательно применяемого рассекателя 62.

Плунжеры третьей и четвертой пар приводов соединены с возможностью вращения с задними концами 82 верхней и нижней передних аппарелей 50, 52 (которые также являются задними концами линейных частей 93, 94) на вертикальных боковых стенках 61. На фиг.3-5 плунжер 109 выдвинут от привода 105 и соединен с возможностью вращения с задним концом 82 верхней передней аппарели 50, в то время как плунжер 110 выдвинут от привода 106 и соединен с возможностью вращения с задним концом 82 нижней передней аппарели 52. В отличие от угла между соединениями первой и второй пар приводов и вогнутыми частями угол между плунжерами третьей и четвертой пары приводов и линейными частями 93, 94 неограничен. Выдвижение плунжеров третьей и четвертой пар приводов вызывает движение задних концов верхней и нижней передних аппарелей 82 друг от друга при вращении линейных частей 93, 94 вокруг осей шарниров 95, 96. Втягивание плунжеров вызывает обратное движение. Третья и четвертая пары приводов, таким образом, обеспечивают способ манипулирования пределами схождения аппарелей, доступным в сверхзвуковом диффузоре, поскольку движение задних концов 82 передних аппарелей 50, 52 одновременно вызывает сближение линейных частей по направлению воздушного потока 34.

Как показано на фиг.3, верхняя и нижняя задние аппарели 54, 56 включают по одной слегка выпуклой поверхности, имеющей задний конец, соединенный при помощи поворотных соединений 90 со стенками 31, 33 на выходе канала воздухозаборника вблизи передней части двигателя. Как стенки 31, 33 выходного конца канала воздухозаборника, так и поворотные соединения 90 неподвижно присоединены к вертикальным боковым стенкам 61 так, что задние концы 88 задних аппарелей удерживаются в одном положении. Предпочтительно задние аппарели 54, 56 имеют единые поверхности в противоположность ряду соединенных частей поверхности, поскольку вращение задних аппарелей вокруг их поворотных соединений 90 осуществляется для управления расхождением дозвукового диффузора, что должно оптимально влиять на общую длину задних аппарелей.

Продолжая ссылаться на фиг. 3, отметим, что пятая пара приводов прикреплена с возможностью вращения к противостоящим вертикальным боковым стенкам 61 после третьей пары приводов. Приводы ориентированы в целом вертикально, при этом их плунжеры присоединены с возможностью вращения к переднему концу 84 верхней задней аппарели. На фиг.3-5 показан один привод 111 третьей пары приводов, который прикреплен к дальней вертикальной боковой стенке 61. Передний конец нижней задней аппарели соединяется с шестой парой приводов таким же образом. На фиг.3-5 показан один привод 112 шестой пары приводов, который прикреплен к дальней вертикальной боковой стенке 61. Пятая и шестая пары приводов управляют движением и положением передних концов задних аппарелей 54, 56.

Каждый привод пятой и шестой пар приводов имеет основание и прикреплен с возможностью вращения в середине (по высоте) примыкающей вертикальной боковой стенки. На фиг.3-5 базовые концы приводов 111 и 112 обозначены цифрами 113 и 114 соответственно. Эти базовые концы 113, 114 прикреплены с возможностью вращения к дальней вертикальной боковой стенке 61 в точке, расположенной вблизи необязательно применяемого рассекателя 62.

Плунжеры пятой и шестой пар приводов присоединены с возможностью вращения к передним кромкам 84 верхней и нижней задних аппарелей 54, 56 на вертикальных боковых стенках 61. На фиг.3-5 плунжер 115 выдвинут из привода 111 и соединен с возможностью вращения с передним концом 84 верхней задней аппарели 54, в то время как плунжер 116 выдвинут из привода 112 и соединен с возможностью вращения с передним концом 84 нижней задней аппарели 56. Угол между плунжерами пятой и шестой пар приводов и задними аппарелями 54, 56 неограничен. Выдвижение плунжеров пятой и шестой пар приводов вызывает движение передних концов 84 верхней и нижней задних аппарелей друг от друга, поскольку задние аппарели вращаются вокруг осей их шарнирных соединений 90 на стенках 31, 33 выходной части канала соответственно. Втягивание плунжера вызывает обратное действие. Так же как и приводы третьей и четвертой пар приводов, пятая и шестая пары приводов могут легко вращаться вокруг осей их соединений с боковыми стенками при движении их плунжеров. Пятая и шестая пары приводов обеспечивают способ манипулирования углами расхождения, доступными в дозвуковом диффузоре 46, поскольку движение передних концов 84 задних аппарелей 54, 56 вызывает расхождение аппарелей по направлению движения воздушного потока 34.

Как будет понятно специалистам в данной области техники, описанная выше конфигурация обеспечивает получение широкого круга полезных очертаний канала. В особенности важна способность изменения площади поперечного сечения горловины 48 путем изменения положения задних концов передней аппарели и передних концов задней аппарели. Хотя нет необходимости в изменении размеров горловины при нормальном сверхзвуковом полете, это увеличивает аэродинамическую эффективность воздухозаборника в широком диапазоне скоростей и обеспечивает получение механизма, при помощи которого двигатель может вновь вводиться в действие в ходе сверхзвукового полета. Также важна возможность вышеописанной конфигурации повышать заборную площадь и кривизну обтекателя, таким образом позволяя воздухозаборнику, соответствующему настоящему изобретению, эффективно сбрасывать воздушный поток в ходе дозвукового полета.

Конфигурация, описанная со ссылками на фиг.3-5, является лишь типовой, но не ограничивающей. Хотя вариант, описанный выше, включает два набора приводов в каждом месте (дающий предпочтительное дублирование систем), настоящее изобретение может воплощаться на практике путем привода аппарелей только с одной стороны, таким образом уменьшая количество требуемых приводов на половину.

Как показано на фиг.7 и 8, рассекатель 62 способствует сжатию воздушного потока путем распространения сверхзвукового сжатия по большей поверхности (сумма поверхностей передних аппарелей и поверхностей рассекателя), таким образом, сокращая неблагоприятные градиенты давления и связанные с ними ударные потери. Рассекатель замедляет ударные волны и ослабляет их в то же время с достижением необходимого отклонения потока. Рассекатель 62, по существу, имеет слегка искривленную поверхность, его горизонтальная составляющая предпочтительно имеет наклонные наружные боковые поверхности для направления воздушного потока. Рассекатель 62 может быть изготовлен из любого пригодного материала, такого как алюминий, нержавеющая сталь, титан, сплавы и т.д., в зависимости от расчетного числа Маха и ожидаемых рабочих температур.

Рассекатель 62 отцентрован по вертикали в горловине 48 канала между первым и вторым проходами 58, 60, при этом продольная ось рассекателя, по существу, совпадает с продольной осью 66 воздухозаборника. Длина рассекателя превышает длину проходов независимо от положения передних и задних аппарелей 50, 52, 54, 56. Рассекатель 62 расположен относительно первого и второго проходов 58, 60 так, что в любой момент воображаемые линии, соединяющие задние концы 82 передних аппарелей, и передние концы 84 задних аппарелей должны пересекаться с частью рассекателя 62.

Рассекатель 62 может быть закреплен в канале при помощи обычных способов. На фиг.2-10 рассекатель простирается между вертикальными боковыми стенками 61 канала и приварен к ним. Рассекатель 62 описан и показан здесь как полностью неподвижный. В альтернативном варианте рассекатель может выполняться перемещаемым или может включать боковые поверхности, которые могут изменять конфигурацию для фокусирования воздушного потока с целью достижения конкретного результата.

Как показано на фиг.2, первый и второй проходы 58, 60 горловины 48 ограничены задними концами 82 передней аппарели и передними концами 84 задней аппарели. Первый проход 58 открывается в верхний нагнетательный канал 120 для ударной волны; второй проход 60 открывается в нижний нагнетательный канал 122 для ударной волны. Проходы 58, 60 образуют проход, через который воздух может втягиваться из канала с целью запуска и/или повторного запуска двигателя и поддержания расположения поперечного скачка уплотнения 38 внутри горловины 48.

Поскольку проходы частично ограничены положением передних и задних аппарелей, при изменении положения аппарели размер прохода также изменяется. Ширина прохода зависит от деталей конструкции сверхзвукового диффузора и от способности отвода воздуха, необходимой для обеспечения необходимого уровня стабильности потока, включая сопротивление выходу из действия воздухозаборника. Нет необходимости в том, чтобы размеры прохода изменялись для обеспечения стабильной работы воздухозаборника с внутренним сжатием, соответствующим настоящему изобретению. Если бы этот аспект стал важным для конкретного варианта воплощения изобретения, размеры проходов могли бы быть изменяемыми при помощи применения перемещаемых передней и задней частей аппарели с применением дополнительных известных устройств.

Каждый нагнетательный канал 120, 122 включает выходное отверстие 124, которое открывается либо наружу из двигателя в окружающее пространство, либо в объем пониженного давления внутри двигательной установки. Поперечное сечение для прохождения воздушного потока выходного отверстия определяется положением заслонки 126 выходного отверстия. Необходимо обращать внимание на то, чтобы выходное отверстие 124 имело размеры, достаточно большие для выпуска необходимых объемов воздуха при всех возникающих условиях полета. Положение каждой заслонки 126 управляется приводом 127 (показан схематически на фиг. 2), который работает в соответствии с выходными командами системы управления 150. Для получения менее усложненного устройства могут использоваться другие механизмы управления положением заслонки выходного отверстия (например, простая пружина).

Каждая заслонка 126 выходного отверстия 124 может быть полностью закрытой, закупоривая нагнетательный канал, как показано на фиг.2-8, или может быть открытой в желаемой степени, как показано на фиг.9 и 10. Предпочтительно заслонка 126 может быть выполнена с возможностью вращения вокруг одного конца так, чтобы обеспечивать непрерывность прохода объемов воздуха. Заслонки 126 выходных отверстий в оптимальном варианте действуют согласованно, занимая одинаковые положения. Если для конкретного варианта воплощения изобретения требуется более сложное устройство, заслонки 126 могут работать независимо друг от друга за счет добавления необходимых программ в систему управления 150.

Точно откалиброванное выходное отверстие 128 для выпуска малых и точно дозированных объемов воздуха из нагнетательных каналов 120, 122 обеспечивает точную установку уровня давления в каждом нагнетательном канале 120, 122 до необходимого значения. Откалиброванное выходное отверстие 128 предпочтительно располагается в заслонке 126, как показано на фиг.2. Откалиброванное отверстие 128 должно обеспечивать быструю реакцию и способность выпускать точные малые объемы воздуха. Одно такое устройство, описанное в патенте США 3643676, выданном Лимажу, включено сюда в качестве ссылки. Гидравлическое выходное отверстие предпочтительно, поскольку оно не имеет механических подвижных частей, хорошо управляемо и отличается очень быстрой реакцией.

Как будет понятно специалистам в данной области техники, заслонки 126 обеспечивают грубую регулировку давления воздуха в нагнетательных каналах, в то время как откалиброванные выходные отверстия 128 обеспечивают тонкую регулировку давления. Воздухозаборник будет работать согласно изобретению и без откалиброванного выходного отверстия, однако применение такого выходного отверстия повышает эффективность воздухозаборника и степень управляемости для оптимизации воздушного потока.

Каждый нагнетательный канал 120, 122, кроме того, включает один или более датчиков 130 статического давления воздуха. Датчики 130 статического давления воздуха нагнетательных каналов могут располагаться на передних аппарелях со стороны, обращенной к обтекателю, как показано на фиг.3-5, 7 и 10, на стенке нагнетательного канала, как показано на фиг.2, 6, 8 и 9, или в других пригодных местах. Датчики 130 статического давления нагнетательных каналов отслеживают статическое давление в нагнетательных каналах и подают сигналы в систему управления 150. Один или более датчиков 132 статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре располагаются вдоль задней части поверхностей 80 верхней и нижней передних аппарелей. Предпочтительно, чтобы датчики 132 сверхзвукового диффузора были заделаны в поверхность 80 аппарелей для предотвращения возникновения возмущений воздушного потока. Датчики 132 статического давления сверхзвукового диффузора отслеживают статическое давление в сверхзвуковом диффузоре 44 и передают данные в систему управления 150. Система управления 150 эти данные использует наряду с данными о давлении воздуха в нагнетательных каналах для вычисления количества воздуха в нагнетательных каналах, которое должно быть выпущено, и вырабатывает команды для приводов выходных заслонок 126 для выпуска этого объема воздуха.

Таким образом, система управления обеспечивает получение статического давления в сверхзвуковом диффузоре вблизи проходов горловины, значение которого примерно равно статическому давлению внутри нагнетательного канала. Необходимо уравнять эти давления для поддержания ровного воздушного потока через первый и второй проходы 58, 60 и обеспечить действие проходов в качестве "воображаемых" верхней и нижней стенок канала.

В случае, когда давление в нагнетательных каналах 120 и/или 122 выше, чем давление на задней части передних аппарелей 50, 52, выходные заслонки 126 и/или откалиброванные выходные отверстия 128 открываются, допуская выпуск части воздуха из нагнетательных каналов в атмосферу, таким образом понижая давление воздуха в нагнетательном канале. Выходные заслонки 126 и отверстия 128 могут удерживаться в открытом положении в течение заданного промежутка времени для поддержания выбранного давления в нагнетательных каналах, если это необходимо, при всех режимах полета.

Система управления 150 показана на фиг.11 и включает центральный процессорный блок 152, такой как компьютер. Различные компоненты могут применяться для обеспечения поступления входных данных в эту систему в зависимости от требуемого уровня сложности конкретного варианта воплощения изобретения. Типовыми источниками данных могут служить датчики 130 давления воздуха в нагнетательных каналах, датчики 132 статического давления воздуха передних аппарелей, датчики 136 характеристик самолета и другие источники 138 данных самолета (например, легкая радиолокационная станция). Точность поступающей информации будет зависеть от факторов, которые известны специалистам в данной области техники. Типичными данными являются данные о положении приводов, данные о статическом давлении воздуха в канале, данные о статическом давлении в нагнетательных каналах, данные о скорости и высоте полета самолета и т.д.

Процессорный блок 152 системы управления вычисляет оптимальные конфигурации воздухозаборника в зависимости от его заранее запрограммированной логики и выдает команды управления, соответственно влияющие на конфигурации воздухозаборника. Типичными выходными командными блоками являются блок 158 команд индивидуального положения всех приводов аппарелей, блок 160 команд всех приводов выходных отверстий и блок 162 команд об общем состоянии воздухозаборника для других систем обеспечения полета (например, компьютера управления полетом).

Система управления 150 предположительно включает дисплей 154, представляющий собой либо отдельно расположенный блок, либо часть большей приборной панели пилотской кабины. Дисплей 154 приспособлен принимать команды пилота в дополнение к отображению данных, касающихся воздухозаборника. Многие другие датчики и блоки управления могут включаться в систему управления, соответствующую настоящему изобретению, и соответствующее их применение хорошо известно специалистам в данной области техники.

Ниже описаны пять режимов работы согласно изобретению, причем первые четыре совпадают с четырьмя рабочими конфигурациями, описанными выше. Эти пять режимов следующие: полет с низкой скоростью при взлете и посадке, дозвуковой и околозвуковой (с вышедшим из действия воздухозаборником) полет, нештатный полет с введенным в действие воздухозаборником, штатный полет и штатный; полет при возмущениях потока. В целом свободный поток воздуха входит в канал воздухозаборника через входное отверстие воздухозаборника, и после его замедления до необходимой скорости диффузорами воздух входит в двигатель с его передней стороны.

Работа и характеристики настоящего изобретения относительно полета с малой скоростью (взлет и посадка) описаны со ссылками на фиг.3. При полете с низкой скоростью желательно поддерживать стенки канала воздухозаборника, по существу, параллельными так, чтобы коэффициент сжатия был бы приблизительно равен 1. Движение верхней и нижней передних аппарелей и передних кромок обтекателя друг от друга будет увеличивать площадь захвата воздушного потока и уменьшать потери воздушного потока при полете с низкими скоростями, когда канал захвата потока имеет большее поперечное сечение, чем воздухозаборник. В качестве побочной выгоды способность увеличивать поперечное сечение горловины до очень больших значений относительно входного отверстия воздухозаборника дает возможность уменьшения размеров или, возможно, ликвидации вспомогательных воздухозаборников при взлете для некоторых типов сверхзвуковых самолетов.

Работа и характеристики настоящего изобретения в отношении дозвукового и околозвукового полета (с выведшим из действия воздухозаборником) описаны со ссылками на фиг.4 и 6. В условиях дозвукового полета нет необходимости изменения геометрии воздухозаборника. Необходимые изменения в воздушном потоке в двигателе могут ровно распространяться вперед, через дозвуковой поток, и избыточный воздух может сбрасываться без ударных потерь. Эффективное соответствие воздухозаборника и двигателя происходит автоматически, без контроля извне. Воздухозаборник принимает вторую рабочую конфигурацию, как описано выше, когда положение аппарелей образует такую конфигурацию канала, которая имеет очень малое расхождение в поперечном сечении или схождение. Вторая рабочая конфигурация воздухозаборника также включает расположение передних кромок 82 аппарелей и кромок 72 обтекателя ближе друг к другу, чтобы образовать выпуклую кривизну передней наружной поверхности обтекателя, обеспечивающую эффективный сброс воздушного потока вокруг воздухозаборника.

В зависимости от объема воздушного потока, который может потребляться двигателем, заслонки 126 выходных отверстий могут находиться в открытом положении для пропуска любого избыточного воздушного потока. Как показано на фиг. 4 и 6, в ходе дозвукового потока внутри воздухозаборника не возникает каких-либо ударных волн. Давление в нагнетательных каналах 120, 122 может регулироваться системой управления 150 для избирательного прокачивания воздуха из сверхзвукового диффузора, поскольку так или иначе первый и второй проходы 58, 60 в данном случае не представляют собой гладкие стенки для воздуха, проходящего через канал.

Работа и характеристика настоящего изобретения в ходе околозвукового полета (то есть полета, выполняемого со скоростью, близкой к скорости звука Ml) описаны со ссылками на фиг.4 и 6. Поскольку скорость самолета увеличивается, воздухозаборник оказывается в условиях околозвукового сопротивления, то есть условиях, в которых происходит быстрое увеличение сопротивления сброса, вызванное образованием сильных ударных волн при огибании избыточным воздухом обтекателя под острым углом. Окружающий воздух "узнает" о существовании воздухозаборника слишком поздно, поскольку скорость полета близка к скорости распространения малых возмущений (то есть скорости звука).

Когда скорость самолета приближается к скорости звука, поперечный скачок уплотнения 38 образуется вне воздухозаборника 39 у кромок 72 обтекателя, как показано линией на фиг.4 и 6. При увеличении скорости полета наружный поперечный скачок уплотнения увеличивает сопротивление до неприемлемых уровней, и воздухозаборник должен вводиться в действие. Введение воздухозаборника в действие означает смещение поперечного скачка уплотнения из положения снаружи кромок 72 обтекателя в горловину 48 канала. Воздухозаборник 39 вводится в действие путем увеличения коэффициента сжатия за счет уменьшения сечения горловины и одновременного открывания заслонок 126 выходных отверстий нагнетательных каналов. Это вызывает снижение давления в нагнетательных каналах 120, 122 при выходе воздушного потока, находящегося за скачком уплотнения, через проходы 58, 60 и выходные отверстия 128. Падение давления воздуха вызывает вход поперечного скачка уплотнения 38 в канал и его быстрое перемещение в район горловины 48.

Как было отмечено выше, горловина включает первый и второй проходы 58, 60. В течение этого переходного периода поперечный скачок уплотнения 38 располагается у проходов 58, 60. В этой точке поперечный скачок уплотнения должен находиться в аэродинамической горловине, то есть в положении, где линии направления воздушного потока сходятся до минимальной площади поперечного сечения потока в противоположность геометрической горловине (расположение минимального поперечного сечения канала). Продолжение сохранения открытого положения заслонок 126 побуждает дальнейшее движение поперечного скачка уплотнения вдоль горловины и предотвращает его движение вперед. В пределах короткого периода времени поперечный скачок уплотнения движется назад сразу за геометрической горловиной, вблизи передних концов 84 задней аппарели. Даже если поперечный скачок уплотнения удерживается у проходов 58, 60 дольше короткого периода времени, поперечный скачок уплотнения все еще будет оставаться в аэродинамически расходящемся потоке. Стабильная работа воздухозаборника 39 будет поддерживаться, и воздухозаборник не будет выходить из действия. Тем не менее нормально поперечный скачок уплотнения должен находиться у проходов лишь в течение очень короткого периода времени. Как только поперечный скачок уплотнения стабилизируется у передних концов задних аппарелей, воздухозаборник можно считать введенным в действие. Как только воздухозаборник оказывается введенным в действие, заслонки 126 выходных отверстий нагнетательных каналов могут быть, по необходимости, полностью или частично закрыты.

Работа или характеристики настоящего изобретения в ходе нештатного полета с введенным в действие воздухозаборником (то есть со сверхзвуковыми скоростями, которые ниже штатных крейсерских скоростей) описана со ссылками на фиг. 7, где воздухозаборник 39 принимает третью рабочую конфигурацию, подробно описанную выше. Сразу перед введением воздухозаборника в действие коэффициент сжатия увеличивается за счет уменьшения поперечного сечения горловины, что осуществляется путем движения задних концов 82 передних аппарелей ближе друг к другу и движения передних концов 84 задних аппарелей ближе друг к другу. Требуемая кривизна передних аппарелей для отклонения потока меньше, чем кривизна, требуемая при условиях штатного крейсерского полета, поскольку требуется меньшее сжатие для достижения необходимого числа Маха горловины. Как будет понятно специалистам в данной области техники, увеличение кривизны передних аппарелей ведет к увеличению сжатия воздушного потока в сверхзвуковом диффузоре и, отсюда, к уменьшению скорости локального воздушного потока. В зависимости от режима воздушного потока в сравнении с полетным числом Маха двигателя входное отверстие по высоте воздухозаборника может соответственно изменяться одновременно с изменением кривизны передних аппарелей.

Как показано на фиг.7, различные косые ударные волны 36 начинают формироваться за кромками 72 обтекателя при увеличении сверхзвуковой скорости самолета. Эти косые ударные волны 36 показывают, что происходит снижение скорости воздушного потока в сверхзвуковом диффузоре 44 при сжатии воздуха между передними аппарелями 50, 52 и рассекателем 62.

Работа и характеристики настоящего изобретения в ходе полета со штатной скоростью описаны со ссылками на фиг.5 и 8, где воздухозаборник принимает четвертую рабочую конфигурацию, как подробно описано выше. В течение времени перехода самолета от полета с нештатными сверхзвуковыми скоростями к полету со штатными сверхзвуковыми скоростями степень выпуклого искривления передних аппарелей 50, 52 увеличивается для обеспечения увеличения сжатия, необходимого для поддержания локальной скорости воздушного потока перед поперечным скачком уплотнения на оптимальном уровне. Если используется рассекатель 62, эффективность сжатия, осуществляемого в сверхзвуковом диффузоре, увеличивается благодаря уменьшению потребности в отклонении потока передними аппарелями 50, 52. Кромки 72 обтекателя могут быть раздвинуты друг от друга для увеличения входного отверстия по высоте и уменьшения искривления наружных поверхностей 68, 70 обтекателя. Полученная в результате этого конфигурация обтекателя обеспечивает обтекаемую наружную форму и малый угол атаки относительно свободного воздушного потока, таким образом преимущественно понижая волновое сопротивление воздухозаборника.

В ходе нормального штатного полета давление воздуха в нагнетательных каналах 120, 122 поддерживается на уровне, который примерно равен давлению на задних концах 82 передних аппарелей. Поддержание давления в нагнетательных каналах 120, 122 вызывает ровное прохождение воздушного потока мимо первого и второго проходов 58, 60 так, как если бы проходы 58, 60 были твердыми верхней и нижней стенками канала. Заслонки 126 выходных отверстий и откалиброванные выходные отверстия 128 открываются или закрываются по необходимости для поддержания этого равновесия давлений.

Работа и характеристики настоящего изобретения в ходе полета при возмущениях воздушного потока описаны со ссылками на фиг.9 и 10. Реакция устройства описана ниже и применима как для штатного, так и нештатного сверхзвукового полета. В целом возможно возникновение четырех типов возмущений потока: 1) понижение давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре; 2) понижение давления воздуха в дозвуковом диффузоре; 3) увеличение давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре; или 4) увеличение давления воздуха в дозвуковом диффузоре. Известны различные обстоятельства, связанные с летательным аппаратом или природными явлениями, которые вызывают эти типы возмущений, такие как тепловые восходящие потоки, некоторые маневры летательного аппарата и непредвиденные изменения в двигателе, изменяющие воздушный поток.

В случае, когда статическое давление воздуха в сверхзвуковом диффузоре понижается, падение давления отслеживается датчиками 132 передних аппарелей, и система управления 150 понижает давление в нагнетательных каналах путем открывания заслонок 126 и/или отверстий 128, таким образом обеспечивая выпуск воздуха из нагнетательных каналов 120, 122 до тех пор, пока не будет получен нужный уровень статического давления воздуха. Откачка воздушного потока показана на фиг.9. Таким образом, выпускные отверстия используются для поддержания равного давления в сверхзвуковом диффузоре и нагнетательных каналах так, что первый и второй проходы 58, 60 продолжают действовать в качестве стенок канала. Проходы никогда не допускают обратной тяги воздуха из нагнетательных каналов в канал воздухозаборника, но обеспечивают управляемое всасывание воздуха из него в нагнетательные каналы 120, 122. Уменьшение давления в сверхзвуковом диффузоре означает, что воздушный поток движется быстрее, в результате чего поперечный скачок уплотнения 38 будет иметь тенденцию к смещению назад. Такое движение назад поперечного скачка уплотнения допустимо в определенных пределах.

В случаях, когда понижается давление воздуха в дозвуковом диффузоре, поперечный скачок уплотнения будет двигаться назад и достигнет стабильного положения. После увеличения возмущений потока поперечный скачок уплотнения вернется в его расчетное положение. Сверхзвуковые воздухозаборники, как правило, устойчивы к такого типа возмущениям.

В случае, когда воздухозаборник испытывает повышение статического давления воздуха в сверхзвуковом диффузоре 44, соответствующее увеличение статического давления воздуха происходит и в нагнетательных каналах 120, 122. Увеличение давления в сверхзвуковом диффузоре означает, что воздушный поток движется медленнее и в результате поперечный скачок уплотнения 38 будет иметь тенденцию к движению вперед, в зону проходов. Система управления 150 активно отслеживает эти возрастания давления и регулирует положение заслонок 126 и отверстий 128 для обеспечения выхода воздуха из нагнетательных каналов, таким образом сбрасывая давление также и в сверхзвуковом диффузоре. Если поперечный скачок уплотнения располагается в пределах проходов, воздух будет также откачиваться через проходы сзади поперечного скачка уплотнения из дозвукового диффузора. Это показано на фиг. 10. Откачка воздуха из сверхзвукового диффузора понижает давление в сверхзвуковом диффузоре, способствуя движению поперечного скачка уплотнения назад, тогда как откачка воздуха из дозвукового диффузора также сокращает давление в дозвуковом диффузоре, что дополнительно способствует движению поперечного скачка уплотнения назад.

В случае возрастания давления воздуха в дозвуковом диффузоре, увеличенное давление будет иметь тенденцию увлекать поперечный скачок уплотнения 38 вперед от передних концов 82 задних аппарелей, в зону проходов, как показано на фиг. 10. Поскольку давление дозвукового воздушного потока, как правило, выше давления воздуха в нагнетательных каналах, дозвуковой воздушный поток сзади поперечного скачка уплотнения будет входить в нагнетательные каналы через проходы позади поперечного скачка уплотнения. При увеличении давления воздуха внутри нагнетательных каналов заслонки 126 выходных отверстий открываются, обеспечивая выпуск воздуха через выходные отверстия 124, поддерживая статическое давление внутри нагнетательных каналов равным статическому давлению воздуха в сверхзвуковом диффузоре 44. Быстрое срабатывание заслонок 126 выпускных отверстий позволяет быстро сократить избыточное давление в дозвуковом диффузоре 46 и продвинуть поперечный скачок уплотнения 38 назад, к оптимальному положению у передних концов 84 задних аппарелей, предотвращая, таким образом, выход воздухозаборника из действия. Когда возмущения потока проходят и разница в давлениях воздуха устраняется, необходимость в сбросе воздуха исчезает, и система управления 150 закрывает заслонки 126 выходных отверстий, переводя их в номинальные рабочие положения. Как будет понятно специалистам в данной области техники, проходы 58, 60 обеспечивают получение дополнительной стабильности потока в воздухозаборнике 39.

Если внезапное изменение условий полета было лишь скоротечным, поперечный скачок уплотнения 38 будет двигаться к проходам, но быстро вернется в нормальное положение внутри канала в результате быстрой реакции системы управления 150, регулирующей положение заслонок 126 или отверстий 128. Передние и задние аппарели 50, 52, 54, 56 останутся на месте. Однако если изменение условий полета длится дольше, система управления 150 вызывает изменение положения передних и задних аппарелей 50, 52, 54, 56 в течение последующих нескольких секунд для обеспечения получения наиболее эффективных рабочих конфигураций воздухозаборника для новых условий полета, при этом на основании новых условий в нагнетательных каналах 120, 122 будет поддерживаться потенциально другое давление воздуха.

В случае, если внезапное изменение условий полета мгновенно выведет двигатель из действия в ходе сверхзвукового полета, коэффициент сжатия, необходимый для ввода двигателя в действие, может быть легко достигнут путем уменьшения высоты входного отверстия при помощи движения передних концов передних аппарелей друг к другу с одновременным увеличением поперечного сечения горловины при помощи движения задних концов 82 передних аппарелей и передних концов 84 задних аппарелей дальше друг от друга. Затем заслонки 126 выходных отверстий открываются, вызывая падение статического давления воздуха в нагнетательных каналах 120, 122 при выходе воздуха через выходные отверстия 124. Низкое давление в нагнетательных каналах вызывает образование пониженного давления в сверхзвуковом диффузоре, которое быстро оттягивает поперечный скачок уплотнения от входного отверстия воздухозаборника в горловину 48 канала. После того как поперечный скачок уплотнения 38 вошел в горловину, выходные отверстия 124 уменьшаются для повышения давления в нагнетательных каналах 120, 122 и, таким образом, вызывают перемещение поперечного скачка уплотнения в наиболее стабильное рабочее положение вблизи передних концов 84 задних аппарелей.

При различных обстоятельствах заслонки 126 выходных отверстий могут также применяться для пропуска избыточного воздуха, захваченного воздухозаборником 39 для улучшения аэродинамической эффективности двигателя. Для пропуска воздуха статическое давление воздуха в нагнетательных каналах 120, 122 уменьшается за счет открывания заслонок 126 выпускных отверстий для сброса избыточного воздуха. Поперечный скачок уплотнения может двигаться в пределы проходов 58, 60, допуская сброс части дозвукового потока в качестве избыточного воздуха. Как было указано выше, такое устройство двигателя остается стабильным и может действовать без неблагоприятных воздействий на характеристики двигателя.

Хотя был показан и описан предпочтительный вариант воплощения изобретения, будет понятно, что различные изменения могут быть внесены в него без отхода от духа и рамок изобретения.