воздухозаборник летательного аппарата

Формула изобретения

ВОЗДУХОЗАБОРНИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА с воздушно-реактивным двигателем, содержащий вертикальные клинья сжатия и обечайку, установленный на аэродинамической поверхности, отличающийся тем, что передние кромки клиньев сжатия выполнены с отрицательным углом стреловидности относительно нормали к аэродинамической поверхности.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к входным устройствам - воздухозаборникам летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями, движущимися со сверхзвуковыми или гиперзвуковыми скоростями.

Известен воздухозаборник сверхзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, установленный на аэродинамической поверхности летательного аппарата, содержащий обечайку и боковые стенки с передними кромками, выполненными с переменным отрицательным углом стреловидности относительно нормали к аэродинамической поверхности.

Известный воздухозаборник не снабжен элементами, обеспечивающими сжатие за передними кромками, боковая стенка не является клином сжатия, что приводит к уменьшению степени сжатия в данном воздухозаборнике по отношению к воздухозаборникам, снабженным элементами, обеспечивающими сжатие за передними кромками.

Известен воздухозаборник гиперзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, установленный под нижней аэродинамической поверхностью летательного аппарата, снабженный вертикальными клинами сжатия. Передняя кромка этого клина сжатия либо выполнена без стреловидности, т.е. направлена по нормали к аэродинамической поверхности, либо имеет положительный угол стреловидности относительно этой нормали.

Недостатком известного воздухозаборника является наличие скоса и перетеканий потока воздуха на клине сжатия, направленных вниз от аэродинамической поверхности, что приводит к ухудшению характеристик воздухозаборника.

Известен воздухозаборник гиперзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, установленный под нижней аэродинамической поверхностью аппарата, содержащий вертикальные клинья сжатия, обращенные друг к другу (см. Henry I.R., Anderson G.I. Design consideration for the airframeintegrated scramjet, NASA TM X-2895, 1972, cм. также, Техн. перевод ЦИАМ, N 12663, 1973, с.11, фиг.8).

В известном воздухозаборнике клинья сжатия выполнены с положительным углом стреловидности относительно нормали к аэродинамической поверхности, что приводит к отклонению сжимаемого потока вниз от аэродинамической поверхности и к большим углам его натекания на расположенную снизу обечайку.

Недостатками известного воздухозаборника является также наличие направленного вниз перетекания потока перед обечайкой, возникновение отрывов потока в канале из-за больших углов натекания потока на обечайку, что ухудшает структуру течения в канале, приводит к значительным потерям полного давления и ухудшения характеристик воздухозаборника.

Задачей изобретения является повышение эффективности воздухозаборника с вертикальными клиньями сжатия, установленного на аэродинамической поверхности летательного аппарата.

Решение задачи достигается тем, что воздухозаборник летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем содержит вертикальные клинья сжатия, обечайку и установлен на аэродинамической поверхности, причем передние кромки клиньев сжатия выполнены с отрицательным углом стреловидности относительно нормали к аэродинамической поверхности.

На чертеже изображен общий вид воздухозаборника.

Воздухозаборник установлен на аэродинамической поверхности 1 летательного аппарата и содержит вертикальные клинья сжатия 2 и 3 и обечайку 4. Передние кромки клиньев сжатия выполнены с отрицательным углом стреловидности относительно нормали к аэродинамической поверхности.

Устройство работает следующим образом.

Сжатие набегающего сверхзвукового потока происходит с отклонением потока к аэродинамической поверхности (локальное направление потока показано стрелками). В этом случае по сравнению с известными воздухозаборниками уменьшаются перетекание потока, угол натекания потока на обечайку, т.е. улучшаются условия обтекания обечайки, структура течения в канале и уменьшаются потери полного давления.

Величина угла стреловидности должна выбираться для конкретной компоновки воздухозаборника с корпусом летательного аппарата с учетом величины крейсерской скорости и других параметров, определяющих различные режимы полета.