воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием
Классы МПК: | F02C7/04 воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок B64D33/02 заборников первичного воздуха |
Автор(ы): | КОНКСЕК Джозеф Л. (US), МАРРС Кеннет Дж. US) |
Патентообладатель(и): | ДЗЕ БОИНГ КОМПАНИ (US) |
Приоритеты: |
подача заявки:
1997-03-27 публикация патента:
20.05.2002 |
Изобретение относится к воздухозаборникам с изменяющимся забором воздуха двигателя с внутренним сжатием сверхзвукового летательного аппарата. Воздухозаборник 39 содержит наружный обтекатель с кромками 72, сверхзвуковой диффузор 44, дозвуковой диффузор 46 и горловину 48, расположенную между сверхзвуковым диффузором и дозвуковым диффузором. В стенках канала горловины выполнены проходы 58 и 60. Каждый проход открывается в нагнетательный канал 120 или 122 с заслонкой 126 выходного отверстия 124. Такое выполнение воздухозаборника позволит устранить режим выброса и обеспечит быстрое введение воздухозаборника в действие в ходе сверхзвукового полета. 2 с. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11
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 изобретенияИзобретение 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 90o 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*
![воздухозаборник сверхзвукового двигателя с внутренним сжатием, патент № 2182670](/images/patents/288/2182147/8776.gif)
Класс F02C7/04 воздухозаборники для газотурбинных установок или реактивных двигательных установок
Класс B64D33/02 заборников первичного воздуха