RU134516U1

RU134516U1 - SMALL TUNNEL AIR INJECTOR OF THE AIR-REACTIVE AIRCRAFT ENGINE OF THE SUBSUNIC AIRCRAFT

Info

Publication number: RU134516U1
Application number: RU2013118065/11U
Authority: RU
Inventors: Вячеслав Геннадиевич Кажан; Андрей Вячеславович Кажан; Владимир Федорович Третьяков; Александр Федорович Чевагин
Priority date: 2013-04-19
Filing date: 2013-04-19
Publication date: 2013-11-20

Abstract

Малогабаритный туннельный воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя дозвукового летательного аппарата, содержащий внутренний канал, обечайку и лоток, подводящий воздух с наружной поверхности летательного аппарата к внутреннему каналу воздухозаборника и состоящий из направляющей поверхности и боковых стенок, отличающийся тем, что сопряжение лотка с корпусом летательного аппарата осуществлено по поверхности с непрерывной кривизной как в продольном, так и в поперечном направлениях от оси лотка, а обечайка выполнена с закругленной передней кромкой и при полете летательного аппарата с крейсерским значением угла атаки находится в зоне затенения носовой частью корпуса.Small-sized tunnel air intake of an air-jet engine of a subsonic aircraft, comprising an inner channel, a shell and a tray supplying air from the outer surface of the aircraft to the inner channel of the air intake and consisting of a guide surface and side walls, characterized in that the tray is coupled to the aircraft body on a surface with continuous curvature in both longitudinal and transverse directions from the axis of the tray, and the shell is made with rounded th front edge and during the flight of the aircraft at cruising angle of attack value stored in the shading area of the bow of the housing.

Description

Полезная модель относится к области самолетостроения, в частности, к разработке входных воздухозаборных устройств (ВЗУ) воздушно-реактивных двигателей (ВРД) дозвуковых летательных аппаратов.The utility model relates to the field of aircraft construction, in particular, to the development of input air intake devices (VZU) of air-jet engines (WFD) of subsonic aircraft.

Известно входное устройство силовой установки самолета (см. патент на изобретение РФ №1793650, МПК B64D 33/02, дата публикации 28.01.1991, «Входное устройство силовой установки самолета»), содержащее внутренний канал, обечайку и лоток, подводящий воздух с наружной поверхности летательного аппарата к внутреннему каналу воздухозаборника и состоящий из направляющей поверхности и боковых стенок, направляющая поверхность лотка выполнена криволинейной формы с горизонтальным участком, расположенным перед воздухозаборником. Воздухозаборник также содержит клин сжатия. Перед плоскостью входа воздухозаборника установлена перфорированная разделительная перегородка. Данное техническое решение принято за прототип как наиболее близкий аналог.The input device of the aircraft power plant is known (see patent for the invention of the Russian Federation No. 1793650, IPC B64D 33/02, publication date 01/28/1991, "The input device of the aircraft power plant"), containing an internal channel, a shell and a tray supplying air from the external surface the aircraft to the inner channel of the air intake and consisting of a guide surface and side walls, the guide surface of the tray is made curved in shape with a horizontal section located in front of the air intake. The air intake also contains a compression wedge. A perforated dividing wall is installed in front of the inlet intake plane. This technical solution is taken as a prototype as the closest analogue.

Недостатком такого воздухозаборника является то, что лоток с горизонтальным участком имеет большую длину. Наличие большой длины, плоских боковых стенок канала и, особенно, перфорированной разделительной перегородки, требующих усиленного поперечного силового набора, приводит к снижению тяги двигателя и увеличению веса воздухозаборника. Указанные выше недостатки существенно снижают возможность применения воздухозаборников такого типа, особенно на перспективных ЛА, имеющих высокую весовую эффективность и не располагающих объемами, необходимыми для размещения таких каналов.The disadvantage of this air intake is that the tray with a horizontal section has a large length. The presence of a large length, flat side walls of the channel and, especially, a perforated dividing wall, requiring a reinforced transverse force set, leads to a decrease in engine thrust and an increase in the weight of the air intake. The above disadvantages significantly reduce the possibility of using air intakes of this type, especially on promising aircraft that have high weight efficiency and do not have the volumes necessary to accommodate such channels.

Задачей и техническим результатом предлагаемой полезной модели являются разработка конструкции малогабаритного туннельного воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя дозвукового летательного аппарата, обеспечивающей повышение его аэродинамической эффективности и малый уровень демаскирующих признаков.The objective and technical result of the proposed utility model is the development of the design of a small-sized tunnel air intake of an air-jet engine of a subsonic aircraft, providing an increase in its aerodynamic efficiency and a low level of unmasking signs.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что малогабаритный туннельный воздухозаборник воздушно-реактивного двигателя дозвукового летательного аппарата содержит внутренний канал, обечайку и лоток, подводящий воздух с наружной поверхности летательного аппарата к внутреннему каналу воздухозаборника и состоящий из направляющей поверхности и боковых стенок. Существенное отличие предлагаемой полезной модели заключается в том, что сопряжение лотка с корпусом летательного аппарата осуществлено по поверхности с непрерывной кривизной как в продольном, так и в поперечном направлениях от оси лотка, а обечайка, выполненная с закругленной передней кромкой, выступает над поверхностью корпуса летательного аппарата таким образом, что находится в зоне затенения носовой частью корпуса.The solution of this problem and the technical result are achieved by the fact that the small-sized tunnel air intake of an air-jet engine of a subsonic aircraft contains an internal channel, a shell and a tray supplying air from the outer surface of the aircraft to the inner channel of the air intake and consisting of a guide surface and side walls. A significant difference of the proposed utility model is that the interface of the tray with the aircraft body is carried out on a surface with continuous curvature both in the longitudinal and transverse directions from the axis of the tray, and a shell made with a rounded front edge protrudes above the surface of the aircraft body in a way that is in the shading area of the bow of the body.

Полезная модель поясняется чертежами.The utility model is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлен внешний вид малогабаритного туннельного воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя дозвукового летательного аппарата с несущим корпусом.Figure 1 shows the appearance of a small-sized tunnel air intake of a jet engine of a subsonic aircraft with a bearing body.

На фиг.2 показано схематическое изображение малогабаритного туннельного воздухозаборника в осевом сечении летательного аппарата.Figure 2 shows a schematic representation of a small-sized tunnel air intake in the axial section of the aircraft.

На фиг.3 представлена расчетная картина обтекания летательного аппарата с несущим корпусом с предложенным малогабаритным туннельным воздухозаборником, полученная расчетном вязкого обтекания.Figure 3 presents the calculated picture of the flow around an aircraft with a bearing body with the proposed small-sized tunnel air intake, obtained by the estimated viscous flow.

Основными конструктивными элементами (см. фиг.1, 2) малогабаритного туннельного воздухозаборника являются: внешний канал 2, ограниченный наклонным лотком 3, внутренний канал 4, расположенный внутри фюзеляжа 1 летательного аппарата и ограниченный обечайкой 5.The main structural elements (see Figs. 1, 2) of a small tunnel air intake are: an external channel 2, limited by an inclined tray 3, an internal channel 4, located inside the fuselage 1 of the aircraft and limited by the shell 5.

Для обеспечения безотрывного течения лоток 3 сопрягается с несущим корпусом летательного аппарата по поверхности с непрерывной кривизной как в продольном, так и в поперечном направлениях к оси летательного аппарата.To ensure an uninterrupted flow, the tray 3 is mated with the supporting body of the aircraft over a surface with continuous curvature in both longitudinal and transverse directions to the axis of the aircraft.

Обечайка 5, выполненная с закругленной передней кромкой, выступает над поверхностью летательного аппарата таким образом, что находится в зоне затенения носовой частью несущего корпуса (линия визирования 6 на фиг.2).The shell 5, made with a rounded front edge, protrudes above the surface of the aircraft in such a way that it is located in the shading area of the nose of the bearing body (line of sight 6 in figure 2).

Разработанная форма и профилировка воздухозаборника и лотка обеспечивает безотрывное обтекание верхней поверхности корпуса и плавное течение воздуха на входе во внутренний канал воздухозаборника. Распределение кривизны поверхности лотка в продольном направлении минимизирует градиенты давления, а непрерывная кривизна поверхности лотка в поперечном направлении обеспечивает безотрывное безвихревое течение в поперечном направлении, поскольку разрежение вдоль оси лотка приводит к появлению бокового перетекания воздуха, направленному к оси лотка.The developed shape and profiling of the air intake and the tray provides a continuous flow around the upper surface of the housing and a smooth flow of air at the entrance to the internal channel of the air intake. The distribution of the curvature of the surface of the tray in the longitudinal direction minimizes pressure gradients, and the continuous curvature of the surface of the tray in the transverse direction provides a continuous irrotational flow in the transverse direction, since rarefaction along the axis of the tray leads to the appearance of lateral flow of air directed to the axis of the tray.

Работоспособность такого воздухозаборника подтверждается расчетными и экспериментальными исследованиями. На фиг.3 приведены результаты расчета распределения коэффициента давления и линии тока при обтекании носовой части самолета с числом М=0,2 и углом атаки α=15°. Из приведенных результатов следует, что течение безотрывное и безвихревое. При этом, согласно расчетам, на основных режимах полета обеспечивается значение коэффициента восстановления полного давления на уровне 0,980…0,985, что практически не уступает значению коэффициента восстановления полного давления для лобовых воздухозаборников.The performance of such an air intake is confirmed by design and experimental studies. Figure 3 shows the results of calculating the distribution of the pressure coefficient and streamline when flowing around the bow of the aircraft with a number M = 0.2 and angle of attack α = 15 °. From the above results it follows that the flow is continuous and irrotational. At the same time, according to the calculations, in the main flight modes, the value of the total pressure recovery coefficient is provided at the level of 0.980 ... 0.985, which is practically not inferior to the value of the total pressure recovery coefficient for the frontal air intakes.

Таким образом, предложенная конструкция малогабаритного туннельного воздухозаборника воздушно-реактивного двигателя дозвукового летательного аппарата, содержащего лоток, сопряженный с корпусом летательного аппарата по поверхности непрерывной кривизны, внутренний канал, обечайку с закругленной передней кромкой, выступающую над поверхностью корпуса летательного аппарата таким образом, что она находится в зоне затенения носовой частью корпуса, обеспечивает малый уровень демаскирующих признаков за счет затенения канала воздухозаборника элементами планера при сохранении высокого уровня аэродинамической эффективности летательного аппарата, поскольку приводит к незначительному увеличению веса конструкции и обеспечивает высокий уровень коэффициента восстановления полного давления.Thus, the proposed design of a small-sized tunnel air intake of an air-jet engine of a subsonic aircraft, comprising a tray interfaced with the aircraft body along a surface of continuous curvature, an internal channel, a shell with a rounded front edge protruding above the surface of the aircraft body in such a way that it is located in the area of shading by the bow of the case, provides a low level of unmasking signs due to shading of the air intake channel nick elements airframe at high level while maintaining the aerodynamic efficiency of the aircraft as it leads to a slight increase in the design weight and provides a high level of the total pressure recovery coefficient.

Claims

Small-sized tunnel air intake of an air-jet engine of a subsonic aircraft, comprising an inner channel, a shell and a tray supplying air from the outer surface of the aircraft to the inner channel of the air intake and consisting of a guide surface and side walls, characterized in that the tray is coupled to the aircraft body on a surface with continuous curvature in both longitudinal and transverse directions from the axis of the tray, and the shell is made with rounded th front edge and during the flight of the aircraft at cruising angle of attack value stored in the shading area of the bow of the housing.