可調(diào)整的超音速進氣道的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及航空技術(shù)，并且更具體地，涉及用于超音速飛機推進系統(tǒng)的進氣道。本發(fā)明旨在獲得下列技術(shù)效果，通過調(diào)整掃掠楔狀部中的一者的級的頂角和進氣道的流動通道的最小面積來確保發(fā)動機在馬赫數(shù)高達M=3.0的所有飛行狀態(tài)中的穩(wěn)定運轉(zhuǎn)?？烧{(diào)整的超音速進氣道包括呈流動減速系統(tǒng)、即由形成二面角的兩個多級掃掠減速楔狀部（7、20）以及同樣形成二面角的外殼組成的超音速擴壓段（22）的形式的入口，該入口的所有邊緣都位于同一平面中；位于減速系統(tǒng)的下游的進氣道臨界截面部；以及位于該進氣道臨界截面部的下游的亞音速擴壓段（23）。如從前部所見，進氣道的入口呈矩形或平行四邊形的形狀。在掃掠楔狀部（7、20）上的級的數(shù)量可以是不同的；同樣，楔狀部的掃掠部可以是彼此不同的并且不同于入口的對應的邊緣。除了第一級之外，兩個多級掃掠楔狀部（7、20）中的一者的所有級均可圍繞位于所討論的楔狀部的第一級與第二級的相交處的軸線旋轉(zhuǎn)，從而形成可移動的前部面板（11）?？梢苿拥暮蟛棵姘澹?2）位于該亞音速擴壓段中。
【專利說明】可調(diào)整的超音速進氣道
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航空工程，并且更具體地，涉及用于超音速飛機推進系統(tǒng)的進氣道。本發(fā)明優(yōu)選地可應用于最大馬赫數(shù)為3.0的旁路式渦輪噴氣發(fā)動機飛機中。
【背景技術(shù)】
[0002]雷達感知度低的飛機(AC)的制造暗示了其所有元件的形狀均有助于減小飛機的雷達散射截面積(RCS)。這也適用于發(fā)動機的進氣道的入口的形狀。為了獲得所需的效果，進氣道的所有邊緣均應該具有掃掠部并且平行于一些飛機元件(機翼的邊緣、尾翼等)。產(chǎn)生針對馬赫數(shù)M > 2.0的情況具有高固有特征的這種超音速進氣道并不是一種微不足道的工作。
[0003]超音速的可調(diào)整的二維進氣道是已知的，其中，流動以一系列斜沖擊波的形式在可調(diào)整的多級的筆直的楔狀部上被減速。為了改進該進氣道性能，該楔狀部可設置有穿孔和臨界截面區(qū)域一設置有用于吹除(bleed)邊界層的橫向縫隙(Remeev N.H.，超音速飛機進氣道的空氣動力學(Aerodynamics of Supersonic Aircraft Air Intakes.) TsAGI,Zhukovsky 出版，2002 年，178 頁)。
[0004]執(zhí)行超音速流動的三維壓縮方案的F-22飛機的超音速進氣道(超音速飛機的空氣動力學、穩(wěn)定性和可操縱性(Aerodynamics, Stability and Maneuverability ofSupersonic Aircraft), G.S.Byushgens.編輯，Nauka.Fizmatlit 出版,1998 年)可被稱之為現(xiàn)有技術(shù)。為了降低F-22飛機的雷達感知度，進氣道在入口的所有邊緣上均被掃掠過。如從前部所見，進氣道入口具有平行四邊形的形狀。進氣道每經(jīng)過一個穿孔的豎向和水平楔狀部就具有一個減速階段，并且進氣道在管道中具有空氣旁路門。進氣道管道呈S形。最小流動通道面積(臨界截面)是不可調(diào)的。缺少對于F-22飛機中的進氣道臨界截面的調(diào)整是不利的。為此，在超音速飛行狀態(tài)下的進氣道性能低于用于可調(diào)整的進氣道的水平(對于“猛禽”F/A-22飛機的技術(shù)現(xiàn)狀的系統(tǒng)分析(System Analysis of Technical Aspectof “Raptor”F/A-22aircraft)，F(xiàn)GUP “GosNIIAS” 的報告 N0.68 (15396)，2005 年)。顯然，進氣道并未被設計成用于在馬赫數(shù)超過M=2.0的情況下的飛行(超音速飛機的空氣動力學、穩(wěn)定性和可操縱性(Aerodynamics, Stability and Manoeuvrability of SupersonicAircraft), G.S.Byushgens.編輯，Nauka.Fizmatlit 出版,1998 年)。
[0005]最接近的現(xiàn)有技術(shù)是這樣一種進氣道，該進氣道包括:通向進氣道的入口，該入口呈流動減速系統(tǒng)一由形成二面角的兩個多級掃掠減速楔狀部和同樣形成二面角的外殼組成的超音速擴壓段一的形式，該入口的所有邊緣均位于同一平面中；進氣道臨界截面，其位于該減速系統(tǒng)的下游；以及位于該進氣道臨界截面下游的亞音速擴壓段(RU2343297C1)。最接近的現(xiàn)有技術(shù)通過使用V形楔狀部(即從前部所見，彼此成鈍角定向的兩個相鄰的掃掠楔狀部)并通過對具有兩對可調(diào)面板的臨界截面面積進行控制來實現(xiàn)流動的三維減速。進氣道被構(gòu)造成使所有入口邊緣均被掃掠過。當對每對面板進行調(diào)整時，橫向縫隙出現(xiàn)在它們的相鄰端面之間，并且縱向縫隙出現(xiàn)在它們的既位于與側(cè)壁接合的接合部上、又位于彼此接合的接合部上的側(cè)面之間。這些縫隙起到減小包括沿二面角生長的邊界層在內(nèi)的邊界層對于進氣道特征的反作用的目的。該技術(shù)解決方法具有下列劣勢:
[0006]-對于進氣道的調(diào)整并未在亞音速飛行速度和較低的超音速飛行速度下提供必需的臨界截面，這是因為可移動的面板以小幅度移動。另外，出現(xiàn)了尺寸不可接受的前述縫隙。這意味著，進氣道并未提供遍及運行速度范圍的旁路式渦輪噴氣發(fā)動機運行并且該進氣道并不是多模式的進氣道。
[0007]-實現(xiàn)進氣道調(diào)整在技術(shù)上是復雜的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]待由本發(fā)明獲得的技術(shù)效果在于，通過調(diào)整掃掠楔狀部中的一者的級的頂角和進氣道的最小流動通道面積來確保發(fā)動機在馬赫數(shù)高達M=3.0的所有飛行狀態(tài)中的穩(wěn)定運轉(zhuǎn)，其中，發(fā)動機進氣總壓力恢復因數(shù)具有不低于用于可調(diào)整的二維進氣道的常規(guī)水平的水平，并且總流動不均勻性(overall flow heterogeneity)低于最大允許值(超音速飛機的空氣動力學、穩(wěn)定性和可操縱性(Aerodynamics, Stability and Maneuverability ofSupersonic Aircraft),G.S.Byushgens.編輯，Nauka.Fizmatlit 出版，1998)。由于進氣道入口的如從前部所見的平行四邊形形狀和所有邊緣的掃掠部，導致降低了安裝有進氣道的物體的雷達感知度。當進氣道的邊緣平行于物體的一些元件(機翼的前緣或后緣、尾翼等)時，將獲得最大的雷達感知度降低效果。
[0009]所述技術(shù)效果在一種可調(diào)整的超音速進氣道中獲得，該可調(diào)整的超音速進氣道包括通向該進氣道的入口，該入口呈流動減速系統(tǒng)——由形成二面角的兩個掃掠減速楔狀部和同樣形成二面角的外殼組成的超音速擴壓段一的形式，該入口的所有邊緣均位于同一平面中；進氣道臨界截面部，該進氣道臨界截面部位于減速系統(tǒng)的下游；以及位于進氣道臨界截面部的下游的亞音速擴壓段；其中，進氣道的入口如從前部所見呈相應側(cè)的高度與該相應側(cè)的長度之間具有任意比率的矩形或平行四邊形的形狀；掃掠楔狀部上的級(stage)的數(shù)量可以是不同的，并且楔狀部的掃掠部可以是彼此不同的且不同于入口的相應邊緣；兩個多級掃掠楔狀部中的一者的除了第一級之外的所有級均可圍繞位于所述楔狀部的第一級與第二級的交叉處的軸線旋轉(zhuǎn)，以形成可移動的前部面板；匹配的可移動的后部面板位于亞音速擴壓段中，所述可移動的后部面板是亞音速擴壓段的一部分并且可圍繞位于該面板的后端面的區(qū)域中的軸線旋轉(zhuǎn)；其中，在前部面板和后部面板同步旋轉(zhuǎn)的情況下，在該前部面板與該后部面板之間形成具有接近于矩形的形狀的橫向縫隙。
[0010]在來自減速楔狀部的斜沖擊波的下游，可在由外殼形成的二面角的區(qū)域中設置旁通到外部流動中的空氣旁路。
[0011]在臨界截面區(qū)域中的固定的楔狀部上可設置有被樞轉(zhuǎn)門封閉住的附加橫向縫隙。
[0012]如從前部所見，進氣道入口的除了由掃掠楔狀部形成的角之外的角都可被倒角或截止(cut off)。
[0013]亞音速擴壓段可具有被吸入式安全門封閉住的孔。
[0014]在由外殼形成的二面角的區(qū)域中的進氣道入口的邊緣中可設置凹槽。
[0015]外殼可具有任意成形的孔。
[0016]在減速楔狀部上可設置穿孔。【專利附圖】

【附圖說明】
[0017]通過附圖對本發(fā)明進行說明，其中，圖1示出了可調(diào)整的超音速進氣道的仰視圖；圖2為可調(diào)整的超音速進氣道的側(cè)視圖；圖3為可調(diào)整的超音速進氣道的主視圖；圖4示出了圖1中的截面A-A;圖5示出了處于額定功率飛行中的可調(diào)整的超音速進氣道中的流動減速的不意圖。
【具體實施方式】
[0018]可調(diào)整的超音速進氣道包括下列元件:
[0019]1-包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部的邊緣；
[0020]2-固定的減速楔狀部的邊緣；
[0021]3、4_外殼的邊緣；
[0022]5-進氣道的管道；
[0023]6-圓柱形部；
[0024]7-包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部；
[0025]8_ 吸入式安全門(suction relief door)；
[0026]9-前部可調(diào)整面板11的樞轉(zhuǎn)軸線；
[0027]10-后部可調(diào)整面板12的樞轉(zhuǎn)軸線；
[0028]11-處于最大臨界截面位置中的前部可調(diào)整面板(虛線示出了最小臨界截面位置)；
[0029]12-處于最大臨界截面位置中的后部可調(diào)整面板(虛線示出了最小臨界截面位置)；
[0030]13-用于吹除邊界層的處于前部可調(diào)整面板與后部可調(diào)整面板之間的橫向縫隙；
[0031]14-處于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部7的第一級與第二級之間的彎曲部；
[0032]15-處于固定的減速楔狀部的第一級與第二級之間的彎曲線；
[0033]16-處于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部7的第二級與第三級之間的彎曲線；
[0034]17-由外殼形成的二面角的截止部(cutoff)；
[0035]18-處于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部7與外殼之間的接合部中的入口的倒角部；
[0036]19-由固定的減速楔狀部20和外殼形成的二面角的截止部；
[0037]20-固定的減速楔狀部20 ;
[0038]21-調(diào)整固定的減速楔狀部20上的臨界截面區(qū)域中的附加橫向縫隙的門；
[0039]22-超音速擴壓段(減速系統(tǒng))；
[0040]23-亞音速擴壓段；
[0041]24-來自掃掠楔狀部7和20的第一級的斜沖擊波；
[0042]25-來自掃掠楔狀部7和20的第二級的斜沖擊波；
[0043]26-來自掃掠楔狀部7和20的第三級的斜沖擊波；
[0044]27-最終的正常沖擊波；
[0045]28-旁路區(qū)域，該旁路區(qū)域位于斜沖擊波和正常沖擊波的下游，用于增大通過進氣道的氣體流速范圍，在該旁路區(qū)域處提供了進氣道的穩(wěn)定操作。
[0046]如從前部所見，進氣道入口呈相應側(cè)的高度與該相應側(cè)的長度之間具有任意比率的平行四邊形的形狀或者其特定情形一一矩形。該入口可具有除了由掃掠楔狀部7和20形成的角之外的角的截止部17和19或倒角部18。進氣道入口的邊緣位于與流動方向成銳角定向的平面中。由此，入口的所有邊緣都被掃掠過。
[0047]超音速擴壓段22包括流動減速系統(tǒng)，該流動減速系統(tǒng)由形成二面角的一對掃掠楔狀部7和20以及外殼(3、4——外殼的邊緣)組成。掃掠楔狀部7和20具有至少一個級，并且楔狀部上的級的數(shù)量可以是不同的。作為一種示例，圖1、2、3和4示出了在一個掃掠楔狀部上具有三個級并在第二個掃掠楔狀部上具有兩個級的進氣道。掃掠楔狀部的各個級的彎曲部14、15和16均在位于形成二面角的楔狀部7和20的相應級的表面的交線上的位置處相交。在每個掃掠楔狀部7和20上的級的掃掠角可以不同于相應的楔狀部的邊緣的掃掠角，并且也處于它們本身之間。掃掠楔狀部7和20的級的頂角被指定用于設計該減速系統(tǒng)，以產(chǎn)生來自每對相應的楔狀部的級的具有給定強度的單個斜沖擊波，即利用空氣動力學設計原理(Shchepanovsky V.A.,Gutov B.1.，超音速進氣道的空氣動力學設計(Gas-dynamicDesigning of Supersonic Air Intakes.)Nauka,Novosibirsk, 1993)。如同掃掠模狀部 7和20 —樣，外殼形成二面角。具體特征是將外殼定向成使得它使流動進一步減速，即外殼并不排列在來自掃掠楔狀部7和20的沖擊波的下游的流線上。該外殼的底切角可以是可變的。可在位于由外殼形成的二面角的區(qū)域中的進氣道入口的邊緣中設置凹槽，并且外殼本身可具有任意成形的孔。
[0048]前部可調(diào)整面板11包括掃掠楔狀部中的一者的除第一級之外的多個級，并且圍繞位于楔狀部7的第一級與第二級的相交處的軸線9旋轉(zhuǎn)。后部可調(diào)整面板12是亞音速擴壓段23的一部分并且圍繞空間定位的軸線10旋轉(zhuǎn)。該軸線在該面板的后端面的上方延伸。
[0049]在調(diào)整進氣道的過程中，前部可調(diào)整面板11和后部可調(diào)整面板12在旋轉(zhuǎn)時根據(jù)預定規(guī)律同時改變它們的位置，從而改變進氣道臨界截面的面積、掃掠楔狀部7的可移動級的頂角，并且形成用于吹除位于前部可調(diào)整面板與后部可調(diào)整面板之間的邊界層的橫向縫隙13也是可能的。后部可調(diào)整面板12的旋轉(zhuǎn)軸線10被定向成，使得當對該面板進行調(diào)整時，橫向縫隙13具有接近于矩形形狀的形狀。被門21封閉住的附加橫向縫隙可設置在位于臨界截面區(qū)域中的固定的掃掠楔狀部20上，用于吹除該邊界層。為了防止邊界層進入到發(fā)動機中，掃掠楔狀部7和20的一些級可具有用于吸入積聚在這些級上的邊界層的穿孔。
[0050]由于防止強湍流的邊界層進入到發(fā)動機中，上述縫隙和穿孔有助于改進超音速下的進氣道的特征。
[0051]亞音速擴壓段23可具有吸入式安全門8，該吸入式安全門8提供了圍繞進氣道流動的外部空氣進入到亞音速擴壓段中的通路。該吸入式安全門8有助于增強低速(處于大沖角下的起飛和飛行)下的進氣道性能。
[0052]當前的可調(diào)整的超音速進氣道操作如下。
[0053]在亞音速飛行速度下，進氣道的可調(diào)整面板處于縮進位置11和12中，從而提供臨界截面區(qū)域，在臨界截面區(qū)域處，在管道5中不存在超音速的流速。
[0054]在超音速飛行速度下，飛機推進系統(tǒng)效率與進氣道中的流動減速的效率有關(guān)。[0055]在進氣道的本實施方式中的超音速流動的減速發(fā)生在沖擊波24、25、26中，該沖擊波24、25、26出現(xiàn)于氣流圍繞減速系統(tǒng)的掃掠楔狀部7和20流動時。
[0056]隨著飛行速度增大至超音速，可調(diào)整面板(前部可調(diào)整面板11和后部可調(diào)整面板12)從與亞音速飛行相對應的位置同步地偏轉(zhuǎn)。在前部面板11被偏轉(zhuǎn)的情況下，楔狀部7的級的頂角增大，從而增大了來自這些級的沖擊波中的流動減速強度。在后部面板12被偏轉(zhuǎn)的情況下，臨界截面面積減小。增大的流動減速強度和減小的臨界截面面積對于進氣道的特征具有積極效果。
[0057]當達到額定(通常為最高的)飛行速度時，在超音速擴壓段22中達到了設計流動形態(tài)(圖5)，在那里，三維沖擊波24、25、26從形成二面角的級的每對相應的楔狀部7和20產(chǎn)生。利用空氣動力學設計原理來對與額定構(gòu)型相對應的減速系統(tǒng)、即超音速擴壓段22進行設計(Shchepanovsky V.A.,Gutov B.1.，超音速進氣道的空氣動力學設計(Gas-dynamicDesigning of supersonic Air Intakes.) Nauka, Novosibirsk,1993)。
[0058]在低于額定速度的飛行速度下，進氣道減速系統(tǒng)中的流動形態(tài)不同于設計流動形態(tài)。
[0059]對于高達亞音速的流動的減速在最終的正常沖擊波27中實現(xiàn)，該最終的正常沖擊波27應位于斜沖擊波下游的進氣道入口處。亞音速流動最終在亞音速擴壓段23中被減速并且被發(fā)動機消耗掉。
[0060]進氣道在所有的飛行狀態(tài)中并且在所有的發(fā)動機動力狀態(tài)下的穩(wěn)定操作由斜沖擊波28中的氣體旁路可利用性、呈減速系統(tǒng)的楔狀部7和20的級上的穿孔和處于前部可調(diào)整面板11與后部可調(diào)整面板12之間的橫向縫隙13的形式的邊界層吹除系統(tǒng)加以確保。通過可由門21調(diào)整的并位于包括不可調(diào)整的級的固定的減速楔狀部20的下游的臨界截面區(qū)域中的附加橫向縫隙，可進一步實現(xiàn)邊界層吹除。
[0061]邊界層吹除系統(tǒng)還有助于增強進氣道性能。
[0062]所通過的空氣流速是變化的該進氣道的穩(wěn)定操作的范圍可通過在位于由外殼形成的二面角的區(qū)域中的進氣道入口的邊緣中設置凹槽和/或在該外殼中設置任意成形的孔來進一步增大。
[0063]對于在多種操作模式和沖擊氣流速度下的進氣道性能進行的實驗研究和理論研究表明了當前設計解決方案的有效性并表明遵守了對于進氣道的要求。
[0064]盡管提供了高固有空氣動力學特征，但進氣道構(gòu)型同時有助于降低安裝有該進氣道的物體的雷達感知度。該效果通過進氣道入口的如從前部所見的平行四邊形形狀和入口的所有邊緣的掃掠來獲得。元件被定向成使得雷達信號從該物體上反射所沿的方向的數(shù)量是最少的。
【權(quán)利要求】
1.一種可調(diào)整的超音速進氣道，所述進氣道包括通向所述進氣道的入口，所述入口呈流動減速系統(tǒng)一由形成二面角的兩個多級掃掠減速楔狀部和同樣形成二面角的外殼組成的超音速擴壓段一的形式，所述入口的所有邊緣都位于同一平面中；進氣道臨界截面部，所述進氣道臨界截面部位于所述減速系統(tǒng)的下游；以及位于所述進氣道臨界截面部的下游的亞音速擴壓段， 其特征在于， 如從前部所見，所述進氣道的所述入口呈相應側(cè)的高度與所述相應側(cè)的長度之間具有任意比率的矩形或平行四邊形的形狀；所述掃掠楔狀部上的級的數(shù)量能夠是不同的并且所述楔狀部的掃掠部能夠是彼此不同的且不同于所述入口的相應邊緣；所述兩個多級掃掠楔狀部中的一者的除了第一級之外的所有級都能夠圍繞位于所述楔狀部的所述第一級與所述第二級的交叉處的軸線旋轉(zhuǎn)以形成可移動的前部面板；匹配的可移動的后部面板位于所述亞音速擴壓段中，所述可移動的后部面板是所述亞音速擴壓段的一部分并且能夠圍繞位于所述面板的后端面的區(qū)域中的軸線旋轉(zhuǎn)；其中，在所述前部面板和所述后部面板同步旋轉(zhuǎn)的情況下，在所述前部面板與所述后部面板之間形成有呈接近于矩形的形狀的橫向縫隙。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，在來自所述減速楔狀部的斜沖擊波的下游，在由所述外殼形成的二面角的區(qū)域中設置有旁通到外部流動中的氣體旁路。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，在所述臨界截面區(qū)域中的固定的所述掃掠楔狀部上設置有被樞轉(zhuǎn)門封閉住的附加橫向縫隙。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，如從前部所見，所述進氣道的入口的除了由所述掃掠楔狀部形成的角之外的角都被倒角或截止。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，所述亞音速擴壓段具有被吸入式安全門封閉住的孔。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，在位于由所述外殼形成的二面角的區(qū)域中的所述進氣道的入口的邊緣中設置有凹槽。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其特征在于，所述外殼具有任意成形的孔。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的進氣道，其中，在所述減速楔狀部上設置有穿孔。
【文檔編號】F02C7/042GK103748337SQ201280032633
【公開日】2014年4月23日 申請日期:2012年4月28日 優(yōu)先權(quán)日:2011年4月29日
【發(fā)明者】亞歷山大·尼古拉耶維奇·達維堅科, 米哈伊爾·尤里耶維奇·斯特雷勒茨, 弗拉迪米爾·亞歷山德羅維奇·魯尼舍夫, 謝爾蓋·尤里耶維奇·比比科夫, 納塔利婭·博里索夫娜·波利亞科娃, 阿納托利·伊薩科維奇·蘇茨克費爾, 亞歷山大·阿納托列維奇·科西欽, 安德烈·尤里耶維奇·加夫里科夫, 弗拉迪米爾·阿列克謝耶維奇·斯捷潘諾夫 申請人:航空集團聯(lián)合控股公司