用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法
【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(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣道。本發(fā)明的優(yōu)選的使用領(lǐng)域是最大馬赫數(shù)為3的渦輪噴氣飛機(jī)中。本發(fā)明意在獲得能夠在不在進(jìn)氣道管道中形成不合乎要求的縱向縫隙的情況下并在不卡住可移動(dòng)元件的情況下，調(diào)整一個(gè)掃掠楔狀部的級(jí)的頂角和進(jìn)氣道的流動(dòng)通道的最小面積（臨界截面）的技術(shù)結(jié)果。用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法包括改變臨界截面的面積和沖擊波的位置。臨界截面面積的改變和沖擊波的位置的設(shè)置通過前部可調(diào)整面板（11）和后部可調(diào)整面板（12）的同時(shí)旋轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)，該前部可調(diào)整面板（11）的旋轉(zhuǎn)軸線（9）與掃掠楔狀部（7、22）中的一個(gè)的第一級(jí)與第二級(jí)的交線重合，該交線并不垂直于沖擊氣流，該后部可調(diào)整面板（12）的旋轉(zhuǎn)軸線（10）位于后部可調(diào)整面板（12）的后緣的區(qū)域中并且被定向成以便與前部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線相交，其中，當(dāng)前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，前部可調(diào)整面板的橫向邊緣和后部可調(diào)整面板的橫向邊緣相對(duì)于管道的成形的橫向表面移位而不在前部可調(diào)整面板的橫向邊緣、后部可調(diào)整面板的橫向邊緣與管道的成形的橫向表面之間形成縫隙。
【專利說明】用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法
【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(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的進(jìn)氣道。本發(fā)明可優(yōu)選地適用于最大馬赫數(shù)為3.0的旁路式渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)。雷達(dá)感知度低的飛機(jī)(AC)的生產(chǎn)意味著其所有元件的形狀均有助于減小飛機(jī)的雷達(dá)散射截面積(RCS)。這同樣適用于發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道的入口的形狀。為了獲得預(yù)期效果，進(jìn)氣道的所有邊緣都應(yīng)當(dāng)具有掃掠部并且平行于一些飛機(jī)元件(機(jī)翼的邊緣、尾翼等)。遍及操作范圍均具有高固有特性的這種進(jìn)氣道的實(shí)現(xiàn)在不對(duì)其進(jìn)行調(diào)整的情況下是不可行的。
【背景技術(shù)】
[0002]通常，進(jìn)氣道減速表面(例如，楔狀部或椎形部)是可調(diào)整的。在超音速下，改變減速表面的頂角導(dǎo)致改變了進(jìn)氣道中的流動(dòng)減速強(qiáng)度并且改變了其臨界截面的面積。同時(shí)，該調(diào)整的效果提供了進(jìn)氣道的遍及安裝有該進(jìn)氣道的飛機(jī)的飛行速度范圍的高性能。
[0003]存在一種用于調(diào)整超音速二維進(jìn)氣道的已知方法，該進(jìn)氣道的減速表面表現(xiàn)為多級(jí)非掃掠楔狀部(Remeev N.H.,超音速飛機(jī)進(jìn)氣道的空氣動(dòng)力學(xué)(Aerodynamics ofSupersonic Aircraft Air Intakes.) TsAGI, Zhukovsky 出版，2002 年，178 頁)。在已知的解決方案中，進(jìn)氣道通過圍繞相應(yīng)的軸旋轉(zhuǎn)的面板進(jìn)行調(diào)整。面板接連地布置在管道中。前部面板包括減速楔狀部的除了第一級(jí)之外的多個(gè)級(jí)。前部面板的軸線與楔狀部的第一級(jí)和第二級(jí)的交線重合。后部面板是管道的一部分并且具有復(fù)雜的形狀。后部面板的軸線在其后緣的上方延伸。減速楔狀部的級(jí)和邊緣中不存在掃掠部使得能夠使用面板的垂直于沖擊氣流的平行旋轉(zhuǎn)軸線。用于調(diào)整二維進(jìn)氣道的方法就具有掃掠邊緣的進(jìn)氣道而言的劣勢(shì)是，通過垂直于流動(dòng)方向的軸線對(duì)其進(jìn)行調(diào)整的不可行性，這是因?yàn)檫M(jìn)氣道入口的所有元件均被掃掠過。
[0004]本發(fā)明的最接近的現(xiàn)有技術(shù)是一種用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法，該方法涉及改變臨界截面的面積和沖擊波的位置(RU2343297C1)。已知的解決方案依賴于利用V形楔狀部(即，如從前部所見，彼此成鈍角定向的兩個(gè)相鄰的掃掠楔狀部)的三維流動(dòng)減速。進(jìn)氣道被構(gòu)造成使得入口的所有邊緣均被掃掠過。通過利用圍繞相應(yīng)的軸線旋轉(zhuǎn)的兩對(duì)面板來調(diào)整進(jìn)氣道。每對(duì)面板中的前部面板均是減速表面的一部分。后部面板是管道的一部分。當(dāng)對(duì)每對(duì)面板進(jìn)行調(diào)整時(shí)，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)壁的接合部上、又位于彼此接合的接合部上的橫向面之間。該方法具有下列劣勢(shì):
[0005]-用于調(diào)整進(jìn)氣道的方法并不提供在亞音速飛行速度和低超音速飛行速度下所必需的臨界截面面積，這是因?yàn)榭梢苿?dòng)的面板以小幅度移動(dòng)。否則，會(huì)出現(xiàn)尺寸不可接受的前述縱向縫隙。這意味著進(jìn)氣道并未遍及速度操作范圍提供旁路式渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)并且該進(jìn)氣道并不是多模式的。
[0006]-實(shí)現(xiàn)用于調(diào)整進(jìn)氣道的方法在技術(shù)上是復(fù)雜的。
【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]待由本發(fā)明獲得的技術(shù)效果包括，確保在不在其管道中形成不合乎要求的縱向縫隙的情況下并在不卡住可移動(dòng)元件的情況下，改變一個(gè)掃掠減速楔狀部的級(jí)的頂角和最小進(jìn)氣道通道面積(臨界截面)。這種調(diào)整接著會(huì)提供馬赫數(shù)高達(dá)M=3.0的飛機(jī)的所有飛行模式中的發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)，其中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣總壓力恢復(fù)因數(shù)具有不低于用于可調(diào)整的二維進(jìn)氣道的常規(guī)水平的水平，并且總流動(dòng)不均勻性(overall flow heterogeneity)低于最大允許值(超音速飛機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)、穩(wěn)定性和可操縱性(Aerodynamics, Stability andManeuverability of Supersonic Aircraft), G.S.Byushgens.編輯，Nauka.Fizmatlit 出版，1998)。由于進(jìn)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(dǎo)致降低了安裝有該進(jìn)氣道的物體的雷達(dá)感知度。當(dāng)進(jìn)氣道邊緣平行于物體的一些元件(機(jī)翼的前緣或后緣、尾翼等)時(shí)，將獲得最大的雷達(dá)感知度降低效果。
[0008]所述技術(shù)效果在一種用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法中獲得，該方法包括改變臨界截面的面積和沖擊波的位置，其中，臨界截面的面積和沖擊波的位置的所述改變通過使前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板同時(shí)旋轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)，該前部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線與一交線重合，該交線為一個(gè)掃掠楔狀部的第一級(jí)與第二級(jí)的交線，該交線并不垂直于沖擊氣流，該后部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線位于后部可調(diào)整面板的后緣的區(qū)域中并且被定向成與前部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線具有交點(diǎn)，其中，當(dāng)前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，前部可調(diào)整面板的橫向邊緣和后部可調(diào)整面板的橫向邊緣相對(duì)于管道的成形的橫向表面移位而不在前部可調(diào)整面板的橫向邊緣、后部可調(diào)整面板的橫向邊緣與管道的成形的橫向表面之間形成縫隙。
[0009]另外，當(dāng)前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，在平面圖中處于前部可調(diào)整面板與后部可調(diào)整面板之間的橫向縫隙并不改變其定向并且其位置與一直線重合，該直線穿過前部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線與后部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線的交點(diǎn)，其中，該縫隙具有用于可調(diào)整面板的任一可能位置的接近于矩形的形狀。
[0010]另外，當(dāng)前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，遮蔽件的面板圍繞該遮蔽件的旋轉(zhuǎn)軸線旋轉(zhuǎn)并且被定向成使得該遮蔽件的旋轉(zhuǎn)軸線在其自身與后部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線之間具有共同的交點(diǎn)。
[0011]另外，當(dāng)前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，與前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板運(yùn)動(dòng)學(xué)地連接并且封閉住布置在位于臨界截面區(qū)域中的不可調(diào)整的減速楔狀部上的橫向縫隙的樞轉(zhuǎn)門改變它的位置。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0012]通過附圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行描述，其中，圖1示出了可調(diào)整的超音速進(jìn)氣道的仰視圖；圖2為可調(diào)整的超首速進(jìn)氣道的側(cè)視圖；圖3為可調(diào)整的超首速進(jìn)氣道的主視圖；圖4為圖1中的截面A-A ;圖5示出了在額定功率飛行中的可調(diào)整的超音速進(jìn)氣道中的流動(dòng)減速的示意圖；圖6為超音速進(jìn)氣道和用于調(diào)整該超音速進(jìn)氣道的面板的俯視圖；圖7為超音速進(jìn)氣道和用于調(diào)整該超音速進(jìn)氣道的面板的側(cè)視圖；圖8為圖6中的截面B-B。
【具體實(shí)施方式】[0013]可調(diào)整的超音速進(jìn)氣道包括下列元件:
[0014]1-減速楔狀部7的邊緣；
[0015]2-固定的減速楔狀部22的邊緣；
[0016]3、4_外殼的邊緣；
[0017]5-進(jìn)氣道的管道；
[0018]6-圓柱形部；
[0019]7-包括前部可調(diào)整面板11的減速楔狀部；
[0020]8-吸入式安全門的可能位置的區(qū)域；
[0021]9-前部可調(diào)整面板11的旋轉(zhuǎn)軸線；
[0022]10-后部可調(diào)整面板12的旋轉(zhuǎn)軸線；
[0023]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)；
[0024]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)；
[0025]13-處于最小臨界截面位置中的前部可調(diào)整面板11 ；
[0026]14-處于最小臨界截面位置中的后部可調(diào)整面板12 ；
[0027]15-用于吹除(bleed)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；
[0028]16-處于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部的第一級(jí)與第二級(jí)之間的彎曲線；
[0029]17-處于固定的減速楔狀部22的第一級(jí)與第二級(jí)之間的彎曲線；
[0030]18-處于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部的第二級(jí)與第三級(jí)之間的彎曲線；
[0031]19-由外殼形成的二面角的截止部；
[0032]20-處于位于包括前部可調(diào)整面板的減速楔狀部與外殼之間的接合部中的入口的倒角部；
[0033]21-由固定的減速楔狀部22與外殼形成的二面角的截止部；
[0034]22-固定的減速楔狀部；
[0035]23-對(duì)位于固定的減速楔狀部22上的臨界截面區(qū)域中的附加橫向縫隙進(jìn)行調(diào)整的門；
[0036]24-超音速擴(kuò)壓器(減速系統(tǒng))；
[0037]25-亞音速擴(kuò)壓器；
[0038]26-來自掃掠楔狀部的第一級(jí)的斜沖擊波；
[0039]27-來自掃掠楔狀部的第二級(jí)的斜沖擊波；
[0040]28-來自掃掠楔狀部的第三級(jí)的斜沖擊波；
[0041]29-最終的正常沖擊波；
[0042]30-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(jìn)氣道的氣體流速范圍，在該旁路區(qū)域處提供了進(jìn)氣道的穩(wěn)定操作；
[0043]31-包括前部可調(diào)整面板11的楔狀部的第一級(jí)；
[0044]32、33、34_ 遮蔽件(curtain) 45 的旋轉(zhuǎn)軸線；
[0045]35-遮蔽件43的旋轉(zhuǎn)軸線與后部可調(diào)整面板12的軸線的交點(diǎn)；[0046]36-前部可調(diào)整面板11的旋轉(zhuǎn)軸線與后部可調(diào)整面板12的旋轉(zhuǎn)軸線的交點(diǎn)；
[0047]37 -排列處于可調(diào)整面板11與可調(diào)整面板12之間的橫向縫隙所沿的線；
[0048]38-后部可調(diào)整面板12的致動(dòng)器的附接位置；
[0049]39-后部可調(diào)整面板12中的排出孔；
[0050]40-門23的旋轉(zhuǎn)軸線；
[0051]41-在后部可調(diào)整面板12上方的緊密密封件；
[0052]42-橫向樞轉(zhuǎn)門23的控制機(jī)構(gòu)；
[0053]43-前部可調(diào)整面板11的致動(dòng)桿；
[0054]44-管道的輪廓；
[0055]45-遮蔽件；
[0056]46-后部可調(diào)整面板12的控制機(jī)構(gòu)的隔間；
[0057]47-管道5的成形的橫向側(cè)。
[0058]超音速擴(kuò)壓器24、臨界截面部、亞音速擴(kuò)壓器25、分別圍繞軸線9和10樞轉(zhuǎn)的前部可調(diào)整面板11和后部可調(diào)整面板12可被稱之為進(jìn)氣道的基本元件。
[0059]如從前部所見，進(jìn)氣道入口呈相應(yīng)側(cè)的高度與該相應(yīng)側(cè)的長(zhǎng)度具有任意比率的平行四邊形或其特定情形一矩形。進(jìn)氣道入口可具有除了由掃掠楔狀部形成的角之外的角的截止部19和21或倒角部18。進(jìn)氣道入口的邊緣位于與流動(dòng)方向成銳角定向的平面中。由此，該入口的所有邊緣均被掃掠過。
[0060]超音速擴(kuò)壓器24是一種流動(dòng)減速系統(tǒng)，該流動(dòng)減速系統(tǒng)由形成二面角的一對(duì)掃掠楔狀部?和22以及外殼(3、4——外殼的邊緣)組成。掃掠楔狀部7和22具有至少一個(gè)級(jí)，并且在楔狀部上的級(jí)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(gè)掃掠楔狀部上具有三個(gè)級(jí)且在第二個(gè)掃掠楔狀部上具有兩個(gè)級(jí)的進(jìn)氣道。掃掠楔狀部的相應(yīng)級(jí)的彎曲部16、17和18在位于形成二面角的楔狀部的相應(yīng)級(jí)的表面的交線上的位置處彼此相交。在每個(gè)掃掠楔狀部上的級(jí)的掃掠角可以不同于相應(yīng)楔狀部的邊緣的掃掠角，并且也處于它們之間。當(dāng)將減速系統(tǒng)設(shè)計(jì)成產(chǎn)生來自每對(duì)相應(yīng)的楔狀部的級(jí)的具有給定強(qiáng)度的單個(gè)斜沖擊波、即利用空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)原理(Shchepanovsky V.A.,Gutov B.1.超音速進(jìn)氣道的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)(Gas-dynamic Designing of Super-sonic Air Intakes.)Nauka,Novosibirsk, 1993)時(shí),指定掃掠楔狀部的級(jí)的頂角。
[0061]與掃掠楔狀部7和22 —樣，外殼形成二面角。具體特征是，外殼被定向成使得它使流動(dòng)速度進(jìn)一步減速，即外殼并不排列在來自掃掠楔狀部的沖擊波的下游的流線上。外殼的底切角可以是可調(diào)整的?？稍谖挥谟赏鈿ば纬傻亩娼堑膮^(qū)域中的進(jìn)氣道入口的邊緣中設(shè)置凹槽，并且外殼本身可具有任意成形的孔。
[0062]亞音速擴(kuò)壓器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(jìn)氣道流動(dòng)的外部氣流進(jìn)入到該亞音速擴(kuò)壓器25中的通路。該吸入式安全門8有助于增強(qiáng)低速(處于大沖角下的起飛和飛行)下的進(jìn)氣道性能。
[0063]上述用于調(diào)整進(jìn)氣道的方法如下。使包括一個(gè)掃掠楔狀部7的除了第一級(jí)之外的多個(gè)級(jí)的前部可調(diào)整面板11圍繞軸線9旋轉(zhuǎn)，該軸線9位于楔狀部7的第一級(jí)與第二級(jí)的相交處。匹配的后部可調(diào)整面板12是亞音速擴(kuò)壓器25的一部分并且圍繞空間定位的軸線10旋轉(zhuǎn)。如果前部可調(diào)整面板的軸線9是特別指定的，那么后部可調(diào)整面板的能夠延伸到該后部可調(diào)整面板的后緣上方的軸線10的位置就被確定成，使得后部可調(diào)整面板的軸線10與前部可調(diào)整面板11的軸線9相交。
[0064]在對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)整的過程中，可在前部可調(diào)整面板11與后部可調(diào)整面板12之間形成橫向縫隙15，用于吹除邊界層。在可調(diào)整面板的設(shè)定軸線的選擇方法中，位于它們之間的橫向縫隙具有接近于矩形的形狀。
[0065]前部可調(diào)整面板11通過桿43連接至后部可調(diào)整面板12。
[0066]當(dāng)對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)整時(shí)，前部可調(diào)整面板11和后部可調(diào)整面板12在旋轉(zhuǎn)時(shí)根據(jù)特定規(guī)律同時(shí)改變它們的位置。面板11和12的旋轉(zhuǎn)改變了進(jìn)氣道臨界截面面積、掃掠楔狀部7的可移動(dòng)的級(jí)的頂角、以及處于面板11與12之間的橫向吹除縫隙15的尺寸，并且面板11和12的橫向邊緣在不形成縫隙的情況下相對(duì)于管道47的成形的橫向表面移位。
[0067]被門23封閉住的用于邊界層吹除的附加橫向縫隙可被布置在位于臨界截面區(qū)域中的固定的掃掠楔狀部22上。該門可由對(duì)面板11、12進(jìn)行同步控制的機(jī)構(gòu)進(jìn)行控制。例如，可應(yīng)用運(yùn)動(dòng)學(xué)機(jī)構(gòu)42，該運(yùn)動(dòng)學(xué)機(jī)構(gòu)42通過桿和控制曲柄將樞轉(zhuǎn)門與前部可調(diào)整面板11的軸線9相關(guān)連。
[0068]楔狀部上的上述橫向縫隙和穿孔有助于提高超音速下的進(jìn)氣道性能。
[0069]后部可調(diào)整面板12具有排出孔39，以使位于后部可調(diào)整面板12的上方的腔和管道中的壓力相等(level)。位于可調(diào)整面板11、12的上方的腔被呈折疊式的分隔件的形式的遮蔽件45劃分成兩個(gè)半部，該遮蔽件45用于將已經(jīng)通過穿孔、位于可調(diào)整面板之間的橫向吹除縫隙15、以及排出孔39進(jìn)入到面板上方的空間中具有不同壓力的空氣分離開。該遮蔽件45包括兩個(gè)鉸鏈連接的平坦面板——頂部面板和底部面板。頂部面板鉸接至后部可調(diào)整面板控制機(jī)構(gòu)隔間46的結(jié)構(gòu)，并且底部面板鉸接至后部可調(diào)整面板。為了提供遮蔽件45的運(yùn)動(dòng)學(xué)性能，該遮蔽件45的旋轉(zhuǎn)軸線32、33、34空間定位，使得它們具有位于后部可調(diào)整面板12的旋轉(zhuǎn)軸線10上的一個(gè)交點(diǎn)。
[0070]用于對(duì)具有掃掠邊緣的進(jìn)氣道進(jìn)行調(diào)整的方法實(shí)現(xiàn)如下。
[0071]在亞音速飛行速度下，進(jìn)氣道的可調(diào)整面板11和12處于最大臨界截面位置(圖中由實(shí)線所示的縮進(jìn)位置)中，從而提供臨界截面區(qū)域，在該臨界截面區(qū)域中，在管道中不存在超音速的流速。
[0072]在超音速飛行速度下，飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)效率與進(jìn)氣道中的流動(dòng)減速的效率有關(guān)。進(jìn)氣道中的超音速流動(dòng)在沖擊波26、27、28中被減慢，這些沖擊波26、27、28出現(xiàn)在氣流圍繞減速系統(tǒng)的掃掠楔狀部流動(dòng)時(shí)。隨著超音速飛行速度增大，可調(diào)整面板11和12從與亞音速飛行對(duì)應(yīng)的位置同步地偏轉(zhuǎn)。面板11、12的同步偏轉(zhuǎn)由處于前部可調(diào)整面板11與后部可調(diào)整面板12之間的機(jī)械聯(lián)動(dòng)裝置經(jīng)由桿43來提供。由此，后部可調(diào)整面板12的通過該機(jī)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)同時(shí)驅(qū)動(dòng)該前部可調(diào)整面板11。前部可調(diào)整面板11的朝向增大楔狀部的級(jí)的頂角的旋轉(zhuǎn)增大了來自這些級(jí)的沖擊波中的流動(dòng)減速強(qiáng)度。于此同時(shí)，后部面板12的旋轉(zhuǎn)減小了臨界截面面積。流動(dòng)減速強(qiáng)度的增大和臨界截面面積的縮小在進(jìn)氣道的性能上具有積極效果。
[0073]高達(dá)亞音速的流動(dòng)的減速在位于進(jìn)氣道入口處的正常沖擊波29中實(shí)現(xiàn)。該亞音速流動(dòng)最終在亞音速擴(kuò)壓器25中被減速并且被發(fā)動(dòng)機(jī)消耗掉。
[0074]進(jìn)氣道在所有的飛行狀態(tài)中并且在所有的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力狀態(tài)下的穩(wěn)定操作均由斜沖擊波28中的氣體旁路30的可利用性、并由呈減速系統(tǒng)的楔狀部的級(jí)上的穿孔和處于前部可調(diào)整面板與后部可調(diào)整面板之間的橫向縫隙的形式的邊界層吹除系統(tǒng)加以確保。
[0075]橫向縫隙15形成于可調(diào)整面板11和12的不同于縮進(jìn)位置的位置處。當(dāng)使面板11和12縮進(jìn)時(shí)，不存在縫隙15。該效果已經(jīng)通過對(duì)可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線9和10在空間中的定向選擇以使得它們具有交點(diǎn)36來實(shí)現(xiàn)。
[0076]此外，邊界層吹除通過位于(具有固定級(jí)的)固定的減速楔狀部22上的臨界截面區(qū)域中并且由門23進(jìn)行調(diào)整的附加橫向縫隙來實(shí)現(xiàn)是可能的。
[0077]當(dāng)可調(diào)整面板11和12的位置不同于縮進(jìn)位置時(shí)，附加橫向縫隙通常在超音速飛行狀態(tài)中被打開。當(dāng)可調(diào)整面板11和12處于縮進(jìn)位置中時(shí)，所述附加橫向縫隙被門23封閉住。
[0078]在使面板延展時(shí)，遮蔽件45開始打開，該遮蔽件45將通過排出孔39進(jìn)入到位于后部可調(diào)整面板12的上方的腔中的空氣與通過穿孔和位于可調(diào)整面板11與12之間的橫向吹除縫隙15進(jìn)入到位于前部可調(diào)整面板11的上方的腔中的空氣分離開。
[0079]所要求保護(hù)的用于調(diào)整的方法確保了進(jìn)氣道的高固有空氣動(dòng)力學(xué)特性，該進(jìn)氣道的構(gòu)型同時(shí)有助于通過入口的如從前部所見的平行四邊形形狀以及入口的所有邊緣和減速楔狀部的級(jí)的掃掠降低了該進(jìn)氣道的雷達(dá)感知度。對(duì)于形成該入口的元件的定向的選擇允許相對(duì)于雷達(dá)照明來指引它們的結(jié)構(gòu)，以使從該結(jié)構(gòu)反射的雷達(dá)信號(hào)偏轉(zhuǎn)并且除去了角反射器。
【權(quán)利要求】
1.一種用于調(diào)整超音速進(jìn)氣道的方法，所述方法包括改變臨界截面的面積和沖擊波的位置， 其特征在于，對(duì)于所述臨界截面的面積和所述沖擊波的位置的所述改變通過使前部可調(diào)整面板和后部可調(diào)整面板同時(shí)旋轉(zhuǎn)來實(shí)現(xiàn)，所述前部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線與一交線重合，所述交線為掃掠楔狀部中的一個(gè)的第一級(jí)與第二級(jí)的交線，所述交線并不垂直于沖擊氣流，并且所述后部可調(diào)整面板的旋轉(zhuǎn)軸線位于所述后部可調(diào)整面板的后緣的區(qū)域中并且定向成與所述前部可調(diào)整面板的所述旋轉(zhuǎn)軸線具有交點(diǎn)， 其中，當(dāng)所述前部可調(diào)整面板和所述后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，所述前部可調(diào)整面板的橫向邊緣和所述后部可調(diào)整面板的橫向邊緣都相對(duì)于管道的成形的橫向表面移位而不在所述前部可調(diào)整面板的橫向邊緣、所述后部可調(diào)整面板的橫向邊緣與管道的成形的橫向表面之間形成縫隙。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述前部可調(diào)整面板和所述后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，在平面圖中處于所述前部可調(diào)整面板與所述后部可調(diào)整面板之間的橫向縫隙并不改變它的定向，并且所述橫向縫隙的位置與一直線重合，所述直線橫穿所述前部可調(diào)整面板的所述旋轉(zhuǎn)軸線與所述后部可調(diào)整面板的所述旋轉(zhuǎn)軸線的所述交點(diǎn)，其中，所述縫隙具有用于所述可調(diào)整面板的任一可能位置的接近于矩形的形狀。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，當(dāng)所述前部可調(diào)整面板和所述后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，遮蔽件的面板圍繞所述遮蔽件的旋轉(zhuǎn)軸線旋轉(zhuǎn)并且被定向成使得所述遮蔽件的所述旋轉(zhuǎn)軸線在其自身與所述后部可調(diào)整面板的所述旋轉(zhuǎn)軸線之間具有共同的交點(diǎn)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其中，當(dāng)所述前部可調(diào)整面板和所述后部可調(diào)整面板旋轉(zhuǎn)時(shí)，與所述前部可調(diào)整面板和所述后部可調(diào)整面板運(yùn)動(dòng)學(xué)地連接并且封閉住位于所述臨界截面區(qū)域中的不可調(diào)整的減速楔狀部上的所述橫向縫隙的樞轉(zhuǎn)門改變它的位置。
【文檔編號(hào)】F02C7/057GK103797229SQ201280032672
【公開日】2014年5月14日 申請(qǐng)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(dá)維堅(jiān)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, 羅曼·維克托羅維奇·安德烈夫, 亞歷山大·阿列克謝耶維奇·斯米爾諾夫, 阿列克謝·弗拉基米羅維奇·阿斯塔什金, 阿納托利·伊薩科維奇·蘇茨克費(fèi)爾, 亞歷山大·阿納托列維奇·科西欽 申請(qǐng)人:航空集團(tuán)聯(lián)合控股公司