(21)(22) Заявка: 2015124779, 24.06.2015

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
24.06.2015

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 24.06.2015

(43) Дата публикации заявки: 10.01.2017 Бюл. № 1

(45) Опубликовано: 30.03.2017 Бюл. № 10

(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2263611 C2, 10.11.2005. RU 2099240 C1, 20.12.1997. US 6394392 B1, 28.05.2002. US 2005116106 A1, 02.06.2005. RU 2312044 C2, 10.12.2007.

Адрес для переписки:
125284, Москва, ул. Поликарпова, 23А, Филиал ПАО "Компания "Сухой" "ОКБ Сухого", начальнику Юридического управления Можаровой Т.В.


(72) Автор(ы):
Давиденко Александр Николаевич (RU),
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Поляков Юрий Георгиевич (RU),
Рунишев Владимир Александрович (RU),
Бибиков Сергей Юрьевич (RU),
Алферов Кирилл Евгеньевич (RU),
Каиров Валерий Черменович (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Публичное акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (RU)

(54) ГРУЗОВОЙ ОТСЕК САМОЛЕТА

(57) Реферат:

Изобретение относится к размещению грузов на многорежимных самолетах. Грузовой отсек самолета представляет собой нишу, выполненную в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла (3). В нише грузового отсека закреплено выводное пусковое устройство (4) груза (5). В нижней части ниша грузового отсека снабжена обтекателем (6), содержащим по меньшей мере одну створку (7). Выводное пусковое устройство (4) представляет собой рычажный механизм, обеспечивающий уборку и выпуск груза (5) в плоскости, лежащей под острым углом α в пределах от 20 до 70 градусов к плоскости симметрии самолета, таким образом, что в выпущенном положении головная часть груза (5) расположена перед передней кромкой (10) консоли (3) крыла для уменьшения зоны «затенения» груза от носовой части фюзеляжа (11) и передней кромки (12) наплыва фюзеляжа, а продольная ось груза (5) удалена от входа в воздухозаборник (13), образуя так называемый вынос. Изобретение снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, а именно к размещению грузов на многорежимных самолетах, эксплуатируемым на сверх- и дозвуковых скоростях полета, в широком диапазоне высот полета.

Известен самолет с грузовым отсеком, расположенным в мотогондоле (US, 5522566). Основным недостатком подобного решения является размещение груза (в убранном положении) в мотогондоле, в непосредственной близости от канала воздухозаборника. Такое размещение обуславливает малый вынос оси груза (в выведенном положении) относительно входа в воздухозаборник.

Наиболее близким аналогом изобретения является грузовой отсек самолета, представляющий собой нишу, содержащую выводное пусковое устройство (RU, 2263611). В качестве недостатков ближайшего аналога можно отметить следующее. В известном отсеке грузы выступают за обводы отсека, при этом отсек не закрывается створками, что приводит к повышению аэродинамического сопротивления из-за повышения площади поперечного сечения самолета и наличия щелей, а также к повышению радиолокационной заметности.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в снижении аэродинамического сопротивления и радиолокационной заметности.

Указанный технический результат достигается тем, что в грузовом отсеке самолета, представляющем собой нишу, содержащую выводное пусковое устройство, ниша грузового отсека выполнена в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла, при этом ниша грузового отсека снабжена в нижней части обтекателем, содержащим по меньшей мере одну створку, а выводное пусковое устройство представляет собой рычажный механизм, обеспечивающий уборку и выпуск груза в плоскости, лежащей под острым углом в пределах от 20 до 70 градусов к плоскости симметрии самолета, таким образом, что в выпущенном положении головная часть груза расположена перед передней кромкой крыла для уменьшения зоны «затенения» груза от носовой части фюзеляжа и передней кромки наплыва фюзеляжа, а продольная ось груза удалена от входа в воздухозаборник.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена компоновка грузового отсека на самолете при виде снизу; на фиг. 2 - сечение А-А фиг. 1; на фиг 3 - общий вид самолета при виде снизу; на фиг. 4 - общий вид самолета при виде спереди.

На чертежах обозначены:

1 - ниша грузового отсека;

2 - наплыв фюзеляжа;

3 - консоль крыла;

4 - выводное пусковое устройство;

5 - груз (сплошные линии - в транспортном положении, штриховые линии - в выпущенном положении);

6 - обтекатель;

7 - створки;

8 - плоскость выпуска выводного пускового устройства;

9 - плоскость симметрии самолета;

10 - передняя кромка консоли 3 крыла;

11 - носовая часть фюзеляжа;

12 - передняя кромка наплыва фюзеляжа 2;

13 - вход в воздухозаборник;

14 - вынос груза 5 в выведенном положении от входа в воздухозаборник 13;

15 - азимутальная диаграмма обзора груза в выведенном положении;

16 - угломестная диаграмма обзора груза 5 в выведенном положении;

α - угол наклона плоскости выпуска выводного пускового устройства к плоскости симметрии самолета.

Грузовой отсек самолета представляет собой нишу 1, выполненную в зоне стыка наплыва фюзеляжа 2 с консолью крыла 3. В нише 1 грузового отсека закреплено выводное пусковое устройство 4 груза 5. В нижней части ниша 1 грузового отсека снабжена обтекателем 6, содержащим по меньшей мере одну створку 7. Выводное пусковое устройство 4 представляет собой рычажный механизм, обеспечивающий уборку и выпуск груза 5 в плоскости 8, лежащей под острым углом α в пределах от 20 до 70 градусов к плоскости симметрии 9 самолета, таким образом, что в выпущенном положении головная часть груза 5 расположена перед передней кромкой 10 консоли 3 крыла для уменьшения зоны «затенения» груза от носовой части фюзеляжа 11 и передней кромки 12 наплыва 2 фюзеляжа, а продольная ось груза 5 удалена от входа в воздухозаборник 13, образуя так называемый вынос 14.

Расположение грузового отсека в зоне стыка наплыва фюзеляжа 2 с консолью крыла 3 стало возможным благодаря применению интегральной компоновки самолета, т.е. компоновки, при которой осуществляется плавное сопряжение крыла и фюзеляжа. Наплыв фюзеляжа 2 в поперечном сечении набран из аэродинамических профилей и образован за счет уплощения фюзеляжа и увеличения его ширины, что обеспечивает необходимые строительные высоты для размещения грузовых отсеков.

Размещение грузов 5 в нишах 1, закрытых створками 7, практически без щелей, позволяет исключить обтекание грузов 5 внешним потоком воздуха, что исключает создание грузами 5 дополнительного аэродинамического сопротивления самолета. Кроме того, такое размещение грузов 5 исключает возможность попадания на них в убранном положении электромагнитных волн от внешних источников облучения (радиолокационных станция) - тем самым исключается возможность обратного отражения электромагнитных волн, что, в свою очередь, ликвидирует составляющую грузов 5 в радиолокационной заметности самолета.

Применение груза 5 осуществляется следующим образом. После открытия створки (створок) 7 отсеков выводное пусковое устройство 4 выводит и удерживает груз 5 в воздушном потоке, обеспечивая возможность наведения и применения груза 5 вне отсека. Плоскость выпуска 8 выводного пускового устройства 4 составляет острый угол α (20-70 град) с плоскостью симметрии самолета, что обеспечивает сход груза 5 вбок-вниз на дистанции удаленной от входа в канал воздухозаборника 13. После отделения груза 5 происходит уборка выводного пускового устройства 4 и закрытие отсека створкой (створками) 7.

При выпуске груза 5 в выведенное положение его головная часть оказывается перед передней кромкой консоли крыла 3 и вне зоны «затенения» от носовой части фюзеляжа 11 и передней кромки наплыва фюзеляжа 12, обеспечивая максимизацию азимутальной 15 и угломестной 16 диаграмм обзора в выведенном положении груза 5 его головной части и выноса оси груза 5 в выведенном положении относительно входа в воздухозаборник 13, что достигается путем ориентации плоскости выпуска 8 груза 5 под острым углом α (20-70 град) к плоскости симметрии 9 самолета.

Ориентация плоскости выпуска 8 под углом меньше 20 град, к плоскости симметрии 9 самолета не обеспечивает потребного бокового выноса груза 5 от входа в воздухозаборник 13 и потребной диаграммы обзора для головной части груза 5.

Ориентация плоскости выпуска 8 груза 5 под углом больше 70 град к плоскости симметрии 9 самолета затруднит реализацию конструктивно силовой схемы планера самолета, т.к. в этом случае груз 5 будет выпускаться практически в горизонтальной плоскости, что делает невозможным расположение в этой зоне каких бы то ни было силовых элементов.

Формула изобретения

Грузовой отсек самолета, представляющий собой нишу, содержащую выводное пусковое устройство, отличающийся тем, что ниша грузового отсека выполнена в зоне стыка наплыва фюзеляжа с консолью крыла, при этом ниша грузового отсека снабжена в нижней части обтекателем, содержащим по меньшей мере одну створку, а выводное пусковое устройство представляет собой рычажный механизм, обеспечивающий уборку и выпуск груза в плоскости, лежащей под острым углом в пределах от 20 до 70 градусов к плоскости симметрии самолета, таким образом, что в выпущенном положении головная часть груза расположена перед передней кромкой крыла для уменьшения зоны «затенения» груза от носовой части фюзеляжа и передней кромки наплыва фюзеляжа, а продольная ось груза удалена от входа в воздухозаборник.

(21)(22) Заявка: 2021139845, 30.12.2021

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
30.12.2021

Дата регистрации:
08.09.2022

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 30.12.2021

(45) Опубликовано: 08.09.2022 Бюл. № 25

(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: US 5749542 A1, 12.05.1988. RU 2670664 C9, 24.10.2018. RU 2200240 C1, 10.03.2003. RU 2472956 C2, 20.01.2013. DE 3142464 C1, 07.07.1983.

Адрес для переписки:
115054, Москва, ул. Б. Пионерская, 1, ПАО "ОАК"


(72) Автор(ы):
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Аленин Андрей Борисович (RU),
Косицин Александр Анатольевич (RU),
Мелех Дмитрий Игоревич (RU),
Булатов Алексей Сергеевич (RU),
Кравцов Владимир Александрович (RU),
Казеннов Сергей Константинович (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Публичное акционерное общество "Объединенная авиастроительная корпорация (ПАО "ОАК") (RU)

(54) Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник

(57) Реферат:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит корпус воздухозаборника с обечайкой, расположенный непосредственно на поверхности летательного аппарата, и горло, за которым расположен по меньшей мере один дозвуковой диффузор. Обечайка выполнена из кромок, которые образуют вход, выполненный на виде спереди непрямоугольным. Кромки имеют стреловидность и лежат в плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности летательного аппарата, на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы, позволяющей формировать на сверхзвуковом режиме отрыв пограничного слоя с перепуском его во внешний поток в окрестности одной из двух или обеих точек сочленения кромки обечайки воздухозаборника и поверхности летательного аппарата с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с точкой их пересечения ниже высоты входа воздухозаборника на виде спереди. Изобретение обеспечивает устойчивую работу силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины, а также устойчивую работу воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0 и снижение в радиолокационном диапазоне заметности ЛА. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Преимущественной областью применения изобретения для силовых установок являются ЛА с максимальным числом Маха не более 2-х, а для систем ЛА - с числом Маха не более 3-х.

Создание малозаметного в радиолокационном-диапазоне (РЛ) летательного аппарата (ЛА) подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния (ЭПР) ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА. Для достижения желаемого результата все кромки воздухозаборника должны иметь стреловидность, лежать в одной плоскости и быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не должно быть щели для слива пограничного слоя. Создание такого нерегулируемого воздухозаборника, обладающего устойчивой работой и необходимыми внутренними характеристиками во всем диапазоне чисел Маха применения сверхзвукового самолета, является нетривиальной задачей.

Известен воздухозаборник с плоскостью входа, перпендикулярной набегающему потоку, у которого отсутствует тело для торможения потока в косых скачках уплотнения. Торможение в таком воздухозаборнике на сверхзвуковых скоростях полета осуществляется в прямом скачке уплотнения, расположенном перед входом в воздухозаборник (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателей, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259). Недостатком такого воздухозаборника является неприемлемое ухудшение его внутренних характеристик при увеличении числа М>1.5, а также отсутствие стреловидности у кромок входа воздухозаборника, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.

Известен также плоский (двухмерный) воздухозаборник внешнего сжатия, в котором поток тормозится в серии косых скачков уплотнения и замыкающем прямом скачке уплотнения. В этом случае в качестве тела торможения применяется многоступенчатый клин, а косые скачки уплотнения фокусируются вблизи обечайки (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров, Теория авиационных газотурбинных двигателе, часть 1, Машиностроение, 1977 г., стр. 259).

К недостаткам этого воздухозаборника можно отнести отсутствие стреловидности у кромки клина торможения и обечайки, что увеличивает РЛ-заметность ЛА.

При размещении указанных воздухозаборников на поверхности летательного аппарата их общим недостатком является необходимость применения щели слива между воздухозаборником и поверхностью летательного аппарата для исключения попадания пограничного слоя с упомянутой поверхности в воздухозаборник. Отсутствие щели слива в данном случае приводит к ухудшению внутренних характеристик воздухозаборника, а ее наличие - к повышению РЛ-заметности летательного аппарата.

Из уровня техники также известен сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник (US 5749542 А, 12.05.1998), размещенный сбоку от фюзеляжа или под крылом ЛА, состоящий из обечайки, кромки которой образуют вход в канал и имеют стреловидность, горла и дозвукового диффузора. Вход выполнен на виде спереди непрямоугольным и расположен непосредственно на поверхности ЛА. Воздухозаборник перед входом имеет тело торможения сложной формы, которая позволяет отклонить пограничный слой и исключить его попадание в канал воздухозаборника.

Данный воздухозаборник был взят в качестве наиболее близкого аналога к заявленному изобретению.

Недостатком наиболее близкого аналога является наличие тела торможения, расположенного перед воздухозаборником, что приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА и усложняет формообразование его поверхности.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом заявленного изобретения является:

- обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины;

- обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0;

- снижение РЛ-заметности ЛА.

Снижение РЛ-заметности ЛА подразумевает, что форма всех его элементов способствует снижению уровня эффективной площади рассеяния ЛА. Это относится и к форме входа воздухозаборников для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок ЛА.

Наличие тела торможения перед входом в воздухозаборник, как в наиболее близком аналоге, приводит к увеличению РЛ-заметности ЛА. В заявленном изобретении за счет конструкции воздухозаборника отпала необходимость использования тела торможения, обеспечивающего торможение воздуха в скачках уплотнения.

В заявленном воздухозаборнике все кромки обечайки имеют стреловидность, лежат в одной плоскости и могут быть параллельны каким-либо элементам ЛА (кромкам крыла, оперения и др.), при этом между входом воздухозаборника и поверхностью, на которой он расположен, не выполнена щель для слива пограничного слоя.

Заявленный технический результат достигается сверхзвуковым нерегулируемым воздухозаборником, содержащим входную часть, расположенную непосредственно на поверхности ЛА, горло и дозвуковой диффузор. Входная часть образована обечайкой и поверхностью ЛА. Обечайка включает в себя кромки, которые совместно с поверхностью ЛА образуют непосредственно вход воздухозаборника. Кромки имеют стреловидность и лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности ЛА. На виде спереди вход воздухозаборника имеет непрямоугольную форму и выполнен площадью, позволяющей иметь на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы с перепуском во внешний поток воздуха из пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, в окрестности одной из двух или обоих точек сочленения кромок обечайки воздухозаборника и поверхности ЛА, при этом на сверхзвуковых режимах полета перепуск воздуха осуществляется через отрыв потока с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника на виде спереди.

Воздухозаборник может быть снабжен по меньшей мере одной перегородкой на входе для образования каналов различных потребителей воздуха (системы кондиционирования воздуха, системы охлаждения и др.).

Для адаптации под местное направление потока обечайка может быть выполнена с поднутрением.

В кромках обечайки, примыкающих к поверхности ЛА, могут быть выполнены вырезы для расширения диапазона устойчивой работы воздухозаборника.

В обечайке также могут быть выполнены отверстия произвольной формы, также обеспечивающие расширение диапазона устойчивой работы воздухозаборника.

На поверхности ЛА в области входа воздухозаборника отсутствует какое-либо тело торможения потока, функция которого компенсируется ориентацией плоскости входа под острым углом к поверхности ЛА и выполнением входа воздухозаборника такой площадью (на виде спереди), которая обеспечивает на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха f<1 с отрывом пограничного слоя на сверхзвуковом режиме полета в области входа и образованием косого и прямого скачков уплотнения.

Выполнение всех кромок входа стреловидными и отсутствие прямых углов в местах их сочленения между собой и местах их сочленения с поверхностью ЛА (выполнение входа непрямоугольной формы на виде спереди), а также отсутствие на поверхности ЛА тела торможения потока позволяет снизить РЛ-заметность ЛА.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 показан общий вид сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника на примере осуществления.

На фиг. 2 показан тот же пример, вид сбоку.

На фиг. 3 показан тот же пример, вид спереди.

На фиг. 4 показан тот же пример, вид сверху.

На фиг. 5 показана схема образования отрыва пограничного слоя и пересекающихся скачков уплотнения по тому же примеру, вид сбоку.

На фиг. 6а-6б дана иллюстрация перепуска воздуха перед воздухозаборником с помощью отрыва пограничного слоя.

На фиг. 7 изображен пример реализации изобретения с показанными каналами.

Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит поверхность 1 воздухозаборника, расположенную непосредственно на поверхности 2 ЛА, обечайку 3, образующую совместно с поверхностью 2 ЛА входную часть воздухозаборника, горло (на фиг. не показано), за которым расположен один или несколько дозвуковых диффузоров 4 - каналов для различных потребителей, при этом в случае наличия нескольких диффузоров 4, воздухозаборник снабжается по меньшей мере одной перегородкой 5.

Обечайка 3 образуется внутренними поверхностями входной части воздухозаборника (до горла). Кромки 6 обечайки 3 лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА, который может составлять от 10 до 70 градусов, и совместно с этой поверхностью образуют вход воздухозаборника. Также кромки 6 имеют стреловидность и могут быть выполнены на виде спереди прямыми или криволинейными (фиг. 3).

Вход воздухозаборника выполнен на виде спереди непрямоугольным (фиг. 3), например, в виде трапеции или треугольника и т.д., и имеет площадь (на виде спереди), позволяющую работать воздухозаборнику на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета с коэффициентом расхода воздуха f<1, что формирует на сверхзвуковом режиме полета отрыв 7 (см. фиг. 5) пограничного слоя с образованием пересекающихся косого 8 и прямого 9 скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника.(фиг. 5). Таким образом, за счет ориентированной под острым углом к поверхности 2 ЛА плоскости входа и специально выбранной площади входа воздухозаборника обеспечивается формирование отрыва 7 пограничного слоя, который выполняет роль тела торможения, то есть выпуклой поверхности, которая обтекается потоком с образованием скачков уплотнения, как, например, клин, конус и др.

В кромках могут быть выполнены вырезы в местах 10 сочленения обечайки 3 и поверхности 2 ЛА (на фиг. не показано), на которой расположен вход воздухозаборника, а в самой обечайке 3 возможно выполнение отверстий произвольной формы (на фиг. не показано), что повышает диапазон устойчивой работы воздухозаборника.

Места 10 сочленения обечайки 3 воздухозаборника могут располагаться как на прямой, перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, так и на прямой не перпендикулярной направлению набегающего потока воздуха, то есть одно место сочленения 10а располагается дальше по потоку, чем другое место 10б сочленения обечайки 3 воздухозаборника и поверхности 2 ЛА (фиг. 4).

Заявляемый воздухозаборник работает следующим образом.

Площадь входа воздухозаборника определяется таким образом, чтобы на всех режимах полета воздухозаборник работал с коэффициентом расхода воздуха f<1.

При работе воздухозаборника с коэффициентом расхода воздуха f<1 воздух в первую очередь перепускается в окрестностях кромки входа воздухозаборника, расположенных дальше всех по потоку. Такими местами у заявляемого воздухозаборника являются окрестности сочленения кромок входа воздухозаборника с поверхность ЛА. Из-за того, что место перепуска находится вблизи поверхности 2 ЛА, в первую очередь перепускается низконапорный воздух из пограничного слоя перед воздухозаборником, образующегося при обтекании ЛА, а высоконапорный воздух поступает в канал воздухозаборника и потребляется двигателем или какой-либо иной системой ЛА. Это позволяет избежать необходимости использовать щель для слива пограничного слоя между входом воздухозаборника и поверхностью 2 ЛА, на которой он расположен.

На дозвуковых скоростях полета за счет перепуска низконапорного воздуха во внешний поток обеспечиваются высокие внутренние характеристики воздухозаборника, а именно коэффициент восстановления полного давления (а) и параметр суммарной неоднородности потока (W).

На сверхзвуковых скоростях полета эффективность силовой установки и продува систем летательного аппарата связана как с обеспечением слива во внешний поток пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, так и с эффективностью торможения потока в воздухозаборнике, которое в заявленном воздухозаборнике происходит следующим образом.

За счет выбора площади входа воздухозаборника с обеспечением его работы с коэффициентом расхода f<1, на входе в воздухозаборник возникает отрыв пограничного слоя (фиг. 5), нарастающего перед воздухозаборником при обтекании ЛА. Указанный отрыв происходит из-за взаимодействия пограничного слоя с замыкающим прямым 9 скачком уплотнения. В результате образуется λ-образная структура 11 (в сечении) с пересекающимися косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения. При этом перепуск низконапорного воздуха во внешний поток происходит через отрыв потока в окрестности 12 одной из двух или обоих точек сочленения кромки 6 обечайки 3 и поверхности 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника (фиг. 6а-6б), а сам отрыв 7 осуществляет роль тела торможения, имеющего жидкий контур. Отрыв 7 за счет варьирования площади входа воздухозаборника образуется такого размера, чтобы за косым 8 и прямым 9 скачками уплотнения оказывался весь вход воздухозаборника (фиг. 5). Таким образом, пограничный слой с поверхности ЛА не попадает в воздухозаборник, а торможение потока происходит в косом 8 и замыкающем прямом 9 скачках уплотнения без наличия классической системы торможения потока, применяемой для воздухозаборников. Окончательно дозвуковой поток тормозится в дозвуковом диффузоре 4 и потребляется системой или двигателем ЛА.

По результатам численных расчетов, у заявленного нерегулируемого воздухозаборника, устойчивая работа обеспечивается в широком диапазоне коэффициента расхода воздуха f.

Для дополнительного увеличения диапазона устойчивой работы воздухозаборника при изменении расхода воздуха через него могут быть реализованы вырезы в кромке 6 обечайки 3 в местах 10 ее сочленения с поверхностью 2 ЛА, на которой расположен вход воздухозаборника, а также в обечайке 3 могут быть выполнены отверстия произвольной формы.

Для сокращения количества воздухозаборников на ЛА вход у заявляемого воздухозаборника может быть разделен перегородками 5 с образованием нескольких воздушных каналов 4 (диффузоров), обеспечивающих воздухом несколько систем ЛА.

Расчетные и натурные исследования характеристик воздухозаборников такого типа на различных режимах работы и скоростях набегающего потока показали эффективность предложенных конструктивных решений и выполнение требований, предъявляемых к воздухозаборникам.

Обеспечивая потребные внутренние газодинамические характеристики, конфигурация воздухозаборника способствует снижению РЛ-заметности ЛА, на котором он установлен. Такой эффект достигается за счет непрямоугольной формы входа воздухозаборника на виде спереди, наличия стреловидности всех кромок входа, расположение кромок входа в одной плоскости, располагающейся под острым углом к плоскости ЛА, а также отсутствием тела торможения. Ориентация упомянутых элементов выбирается так, чтобы количество направлений, в которых отражается РЛ сигнал от ЛА, было минимальным.

Таким образом, приведенная выше конструкция сверхзвукового нерегулируемого воздухозаборника обеспечивает достижение заявленного технического результата, а именно обеспечение устойчивой работы силовой установки вплоть до М=2.0 с коэффициентом восстановления полного давления на входе в двигатель не ниже типового для нерегулируемых воздухозаборников и суммарной неоднородностью потока ниже максимально допустимой величины; обеспечение устойчивой работы воздухозаборника с потребными характеристиками продувочного воздуха для систем летательного аппарата вплоть до М=3.0; и снижение РЛ-заметность ЛА.

Наибольший эффект снижения РЛ-заметности на ряду с приведенным конструктивным выполнением заявленного воздухозаборника будет достигаться в случае, когда кромки воздухозаборника параллельны каким-либо элементам объекта (ЛА).

Формула изобретения

1. Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, содержащий входную часть, расположенную непосредственно на поверхности ЛА, горло и дозвуковой диффузор, при этом входная часть образована обечайкой и поверхностью ЛА, а обечайка включает в себя кромки, которые совместно с поверхностью ЛА образуют непосредственно вход воздухозаборника, отличающийся тем, что кромки входа имеют стреловидность и лежат в одной плоскости, ориентированной под острым углом к поверхности летательного аппарата, а на виде спереди вход воздухозаборника имеет непрямоугольную форму, на дозвуковом и сверхзвуковом режимах полета коэффициент расхода воздуха меньше единицы с перепуском во внешний поток воздуха из пограничного слоя, образующегося на поверхности ЛА перед воздухозаборником, в окрестности одной из двух или обеих точек сочленения кромок входа воздухозаборника и поверхности ЛА, при этом на сверхзвуковых режимах полета перепуск воздуха осуществляется через отрыв пограничного слоя с образованием перед входом в воздухозаборник пересекающихся косого и прямого скачков уплотнения с их пересечением за пределами входа воздухозаборника на виде спереди.

2. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что снабжен по меньшей мере одной перегородкой для образования каналов различных потребителей воздуха.

3. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что обечайка выполнена с поднутрением.

4. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в кромках обечайки в местах их сочленения с поверхностью летательного аппарата выполнены вырезы.

5. Воздухозаборник по п. 1, отличающийся тем, что в кромках обечайки выполнены отверстия произвольной формы.
[Увеличенное изображение (открывается в отдельном окне)]

(21)(22) Заявка: 2021127240, 16.09.2021

(24) Дата начала отсчета срока действия патента:
16.09.2021

Дата регистрации:
25.04.2022

Приоритет(ы):

(22) Дата подачи заявки: 16.09.2021

(45) Опубликовано: 25.04.2022 Бюл. № 12

(56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2520708 C1, 27.06.2014. RU 2100737 C1, 27.12.1997. RU 2739827 C1, 28.12.2020. SU 1793649 A1, 27.03.1995. US 3099938 A1, 06.08.1963. US 2787194 A1, 02.04.1957. US 4619182 A1, 28.10.1986.

Адрес для переписки:
125284, Москва, ул. Поликарпова, 23А, АО "Компания "Сухой", зам. управляющего директора по правовым и имущественным вопросам Я.В. Крючковой


(72) Автор(ы):
Стрелец Михаил Юрьевич (RU),
Булатов Алексей Сергеевич (RU),
Аленин Андрей Борисович (RU),
Алферов Кирилл Евгеньевич (RU),
Барабанов Александр Владимирович (RU),
Каиров Валерий Черменович (RU),
Шкурлатов Иван Викторович (RU),
Животов Андрей Александрович (RU),
Корнев Александр Владимирович (RU),
Останко Денис Андреевич (RU)

(73) Патентообладатель(и):
Акционерное общество "Авиационная холдинговая компания "Сухой" (АО "Компания "Сухой") (RU)

(54) СИСТЕМА ПРОДУВА НЕПОДВИЖНОЙ НЕСЪЕМНОЙ ПУШЕЧНОЙ УСТАНОВКИ

(57) Реферат:

Система продува включает створку дульного среза, выдвижной воздухозаборник и окна выброса отработанных газов. Створка дульного среза покрыта радиопоглощающим покрытием. Технический результат - повышение взрывобезопасности в отсеке пушечной установки на всех режимах полета при стрельбе, обеспечение малой радиолокационной заметности летательного аппарата в походном положении, низкое аэродинамическое сопротивление в походном положении, повышение эксплуатационной технологичности летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к системе продува неподвижной несъемной пушечной установки летательного аппарата.

Из уровня техники известен локализатор авиационной пушки патент RU2520708 С1, Кл. F41A 21/32, F41F 1/00, B64D 7/02, опублик. 27.06.2014. Локализатор содержит поворотную створку, закрывающую ствол пушки при отсутствии стрельбы, и дефлекторы с отверстиями, установленные в створке, и предназначен для уменьшения воздействия на летательный аппарат пороховых газов. Однако известное решение не обладает малой радиолокационной заметностью, имеет большую эффективную площадь рассеивания и большое аэродинамическое сопротивление.

Известен локализатор авиационной пушки патент RU2100737 С1, Кл. F41A 21/36, F41F 1/00, B64D 7/06, опублик. 27.12.1997. Локализатор содержит корпус с окнами, камеру, на которую насажен ствол пушки, и газоотводные трубки. Однако известное решение не обладает малой радиолокационной заметностью, имеет большую эффективную площадь рассеивания и большое аэродинамическое сопротивление.

Из патента US4619182 А, Кл. F41D 11/24, опублик. 28.10.1986 известно устройство для отклонения пороховых газов авиационной пушки. Устройство содержит корпус с отверстием для снаряда, расположенное напротив дульного отверстия авиационной пушки, и отверстием, ориентированным в сторону от фюзеляжа летательного аппарата, поперек которого установлены дефлекторы, направляющие поток пороховых газов. Известное устройство не обладает малой радиолокационной заметностью.

Задачей изобретения является устранение недостатков известного уровня техники, а именно повышение взрывобезопасности отсека пушечной установки на всех режимах полета при стрельбе из пушечной установки, уменьшение вклада пушечной установки в эффективную площадь рассеивания (ЭПР) летательного аппарата и минимизация аэродинамическому сопротивлению воздуха в походном режиме полета.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении взрывобезопасности в отсеке пушечной установки на всех режимах полета при стрельбе из пушечной установки, обеспечении малой радиолокационной заметности летательного аппарата в походном положении, низкого аэродинамического сопротивления в походном положении и эксплуатационной технологичности летательного аппарата, в том числе и на обесточенном летательном аппарате.

Технический результат, достигается заявленной системой продува неподвижной несъемной пушечной установки, содержащей створку дульного среза, выдвижной воздухозаборник и окна выброса отработанных газов.

Створка дульного среза может иметь радиопоглощающее покрытие.

Окна выброса отработанных газов могут быть выполнены в виде решеток.

Воздушный канал внутри отсека пушечной установки может содержать аэродинамические зашивки и/или обтекатели.

Изобретение поясняется следующими чертежами:

фиг. 1 - вид снаружи на систему продува в походном положении;

фиг. 2 - механизм системы продува пушечной установки.

На фигурах используются следующие обозначения:

1 - выдвижной воздухозаборник,

2 - дульная створка,

3 - электропривод,

4, 8 - качалки,

5, 6, 9 - тяги,

7 - редуктор,

10 - быстросъемный штифт,

11 - окна выброса отработанных газов.

На фиг. 1 изображена система продува неподвижной несъемной пушечной установки летательного аппарата в походном положении, содержащая выдвижной воздухозаборник 1, дульную створку 2 и окна 11 выброса отработанных газов.

На фиг. 2 показан механизм, т.е. внутреннее устройство системы продува неподвижной несъемной пушечной установки, приводящее ее в действие. На фиг. 2 обозначены электропривод 3, редуктор 7, конструктивные элементы для передачи осевой нагрузки: тяги 5, 6, 9 и качалки 4, 8, а также быстросъемный штифт 10.

Под походным положением подразумевается положение системы продува пушечной установки в нерабочем состоянии, когда пушечная установка не выбрана, т.е. не используется, а дульная створка 2 закрывает дульный срез пушечной установки.

Пушечная установка является неподвижной и несъемной и располагается в специальном отсеке летательного аппарата. Во время работы пушечной установки открывается дульная створка 2 и выдвигается воздухозаборник 1.

Когда пушечная установка находится в походном положении ее дульный срез экранирован дульной створкой 2, таким образом образуется ровный теоретический контур летательного аппарата. Такая конструкция исключает вклад пушечной установки в ЭПР летательного аппарата, обеспечивая малую радиолокационную заметность летательного аппарата, а также обеспечивает низкое аэродинамическое сопротивление в походном положении.

Кроме того, дульная створка на внешней стороне имеет радиопоглощающее покрытие. В походном положении дульная створка поворачивается внешней стороной с нанесенным на нее радиопоглощающим покрытием наружу. Радиопоглощающее покрытие поглощает электромагнитные волны, тем самым дополнительно обеспечивает уменьшение вклада в ЭПР.

Воздухозаборник системы продува представляет собой воздухозаборник ковшевого типа. Воздухозаборник является выдвижным: в рабочем положении воздухозаборник выдвигается и открывается, в походном положении воздухозаборник убирается. Внешняя поверхность воздухозаборника в походном положении образует ровный теоретический контур летательного аппарата. Таким образом, выполнение воздухозаборника подвижным позволяет исключить его вклад в ЭПР летательного аппарата, обеспечивая малую радиолокационную заметность летательного аппарата, а также исключить лобовое сопротивление летательного аппарата, обеспечивая низкое аэродинамическое сопротивление в походном положении.

Воздухозаборник расположен в передней части отсека пушечной установки. Воздухозаборник обеспечивает забор достаточного количества напорного воздуха для эжекции взрывоопасных отработанных газов из отсека пушечной установки. Также воздухозаборник может выполнять функцию дефлектора, снижая давление на внешней стороне окон выброса отработанных газов, тем самым увеличивая эффективность эжекции воздуха с отработанными газами через окна выброса. Таким образом, обеспечивается взрывобезопасность в отсеке пушечной установки на всех режимах полета при стрельбе из пушечной установки, т.е. без ограничений на применение во всей области высот и скоростей полета.

Аэродинамическим продолжением воздухозаборника является воздушный канал внутри отсека пушечной установки. Воздушный канал представляет собой пространство внутри отсека пушечной установки, образованное силовым набором, т.е. элементами каркаса (стенки, панели, шпангоуты). Внутри воздушного канала имеются аэродинамические зашивки и обтекатели, спрофилированные с минимизацией ступенек между ними с целью обеспечения гладкости графика площадей поперечных сечений воздушного канала. Воздушный канал внутри отсека пушечной установки для прохода воздуха имеет практически ровную поверхность. По воздушному каналу воздух подается к казенной части пушечной установки, из которой выделяется наибольшее количество отработанных взрывоопасных газов. Такая конструкция воздушного канала обеспечивает беспрепятственное прохождение воздуха внутри него, что в свою очередь дополнительно позволяет повысить взрывобезопасность в отсеке пушечной установки на всех режимах полета при стрельбе из пушечной установки.

Напротив казенной части пушечной установки в боковой стенке отсека пушечной установки находятся окна выброса отработанных газов, обеспечивающие эжекцию отработанных газов.

Форма окон выброса отработанных газов может быть разнообразной и выбирается из конструктивных соображений. Окна выброса отработанных газов могут быть выполнены в виде решеток, ячеек, сеток. Такое выполнение окон позволяет исключить их вклад в ЭПР летательного аппарата от выброса воздуха, обеспечивая малую радиолокационную заметность летательного аппарата. Форма окон обеспечивает однородность планера в требуемом радиолокационном диапазоне.

Элементы системы продува пушечной установки и ряд соединений в предпочтительном варианте выполнены быстроразъемными для обеспечения упрощения эксплуатации пушечной установки. Благодаря этому даже на обесточенном летательном аппарате возможно выполнить быструю стыковку/расстыковку звеньев системы продува пушечной установки в условиях без применения инструментов. Такая конструкция обеспечивает эксплуатационную технологичность летательного аппарата.

Система продува неподвижной несъемной пушечной установки работает следующим образом.

Для работы пушечной установки дульная створка 2 открывается и выдвигается воздухозаборник 1. Во время работы пушечной установки в отсеке пушечной установки образуются пороховые отработанные газы. В это время воздухозаборник находящийся в открытом положение забирает набегающий потоком воздух. Воздух попадает в воздушный отсек пушечной установки, продувает его и выбрасывается из окон выброса, увлекая за собой отработанные газы. За счет продува отсека пушечной установки достигается уменьшение концентрации взрывоопасных отработанных газов в отсеке пушечной установки до значений, при которых не возможен взрыв пушечной установки.

Кроме того, в открытом положении воздухозаборник выполняет роль дефлектора для окон выброса отработанных газов, создавая разрежение на их внешней стороне, тем самым повышая эффективность эжекции воздуха с отработанными газами через окна выброса.

В походном положении, когда пушечная установка не выбрана для работы, воздухозаборник и дульная створка закрыты образуя ровный теоретический контур летательного аппарата. Такая конструкция системы продува пушечной установки не создает аэродинамическое сопротивление, а также исключает вклад в ЭПР летательного аппарата, благодаря чему летательный аппарат обладает малой радиолокационной заметностью.

Таким образом, предложенная система продува отсека неподвижной несъемной пушечной установки, воплощенная в ее элементах и их взаимном расположении и работе, обеспечивает взрывобезопасность в отсеке пушечной установки, снижение ЭПР летательного аппарата, малую радиолокационную заметность, минимизацию аэродинамического сопротивления в походном режиме полета и эксплуатационную технологичность.

Формула изобретения

1. Система продува неподвижной несъемной пушечной установки, включающая створку дульного среза, выдвижной воздухозаборник и окна выброса отработанных газов.

2. Система продува пушечной установки по п. 1, в которой створка дульного среза имеет радиопоглощающее покрытие.

3. Система продува пушечной установки по п. 1, в которой окна выброса отработанных газов выполнены в виде решеток.

4. Система продува пушечной установки по п. 1, в которой воздушный канал внутри отсека пушечной установки содержит аэродинамические зашивки и/или обтекатели.

характеризующийся:
- составом и компоновкой основных композиционных элементов: фюзеляж, крыло, горизонтальное и двухкилевое вертикальное оперение, двухдвигательная силовая установка;
отличающийся:
- наличием ярко выраженного наплыва фюзеляжа;
- плавным сопряжением консолей крыла с наплывом фюзеляжа;
- выполнением фюзеляжа уплощенным;
- выполнением носовой части фюзеляжа удлиненной с разделением на верхнюю и нижнюю поверхности ребром, проходящим по ее периметру от поворотной части наплыва;
- разнесением мотогондол двигателей по горизонтали;
- наличием заднего кока, расположенного между мотогондолами двигателей;
- ориентацией мотогондол двигателей под острым углом к плоскости симметрии самолета;
- расположением воздухозаборников двигателей по бокам головной части фюзеляжа за кабиной пилота, под поворотными наплывами, при этом входы воздухозаборников выполнены выступающими за нижние обводы фюзеляжа с образованием продольного канала между ними;
- выполнением входов воздухозаборников двигателей скошенными в двух плоскостях относительно вертикальных продольной и поперечной плоскостей самолета;
- выполнением передних кромок поворотной части наплыва, консолей крыла и горизонтального оперения параллельными друг другу;
- выполнением задних кромок крыла и горизонтального оперения параллельными друг другу.