RU2007331C1

RU2007331C1 - Nose part of high-speed flying vehicle with air-breathing engine

Info

Publication number: RU2007331C1
Authority: RU
Inventors: В.Ф. Драган; В.В. Поляков
Original assignee: Драган Владимир Федорович; Поляков Владимир Васильевич
Priority date: 1990-08-15
Filing date: 1990-08-15
Publication date: 1994-02-15

Abstract

FIELD: aircraft engineering and space technology. SUBSTANCE: profile of the lower part of a fuselage surface in the plane of its main buttock is made along three adjacent arcs of curves 5, 6 and 7 which have common tangents at the mating points. The convexity of first from the fuselage nose arc 5 is directed up, the convexity of intermediate arc 6 is directed down, and the convexity of third arc 7 is also directed up. The surface profile of nose part 1 of the fuselage is made in the form of these curves which have sections of straight lines and which are adjacent arcs of piece-smooth curves. EFFECT: improved flight performance and simplified technological effectiveness. 2 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано в решении технической задачи согласования планера высокоскоростного летательного аппарата с силовой установкой, включающей в себя воздушно-реактивный двигатель, расположенный под фюзеляжем. The invention relates to aviation and rocket technology and can be used to solve the technical problem of matching the glider of a high-speed aircraft with a power plant including an air-jet engine located under the fuselage.

Известна носовая часть гиперзвукового самолета для полетов с числом Маха, равным 10. Нижняя поверхность этой носовой части включает в себя поверхность заостренного фюзеляжа, ограниченную по направлению течения входным устройством воздушно-реактивного двигателя. Профиль этой поверхности в плоскости главного батокса состоит из дуги кривой второго порядка, обращенной выпуклостью вниз, и отрезка прямой, сопрягающихся между собой. Поперечное сечение поверхности представляет собой нижнюю половину эллипса с отношением длин горизонтальной и вертикальной полуосей равным 7. The bow of a hypersonic aircraft for flights with a Mach number of 10 is known. The lower surface of this bow includes the surface of the pointed fuselage, limited in the direction of flow by the inlet of the jet engine. The profile of this surface in the plane of the main buttock consists of an arc of a second-order curve, convex downward, and a segment of a straight line mating with each other. The cross section of the surface is the lower half of the ellipse with the ratio of the lengths of the horizontal and vertical axis equal to 7.

Недостатки такого устройства носовой части заключаются в том, что форма профиля нижней поверхности в плоскости главного батокса способствует существенным потерям полного давления в формируемом потоке воздуха при прохождении головного скачка уплотнения, снижению величины коэффициента расхода воздухозаборника входного устройства двигателя, увеличению скорости формируемого потока перед входным устройством, уменьшению аэродинамической подъемной силы летательного аппарата. The disadvantages of such a device of the bow are that the shape of the profile of the lower surface in the plane of the main buttock contributes to significant losses of the total pressure in the formed air stream during the passage of the head shock wave, to reduce the flow coefficient of the air intake of the input device of the engine, to increase the speed of the formed stream in front of the input device, reduce aerodynamic lift of the aircraft.

Известна также носовая часть гиперзвукового самолета высокоплана с числом Маха крейсерского полета от 6 до 8,5. Нижняя поверхность этой носовой части включает в себя поверхность заостренного фюзеляжа, ограниченную по направлению течения плоскостью, расположенной перед входным устройством воздушно-реактивного двигателя. Профиль этой поверхности в плоскости главного батокса состоит из отрезка прямой и четырех, обращенных выпуклостью вверх, дуг кривых второго порядка, расположенных по направлению течения и сопрягающихся между собой. Поперечное сечение поверхности представляет собой нижнюю половину эллипса с отношением длин горизонтальной и вертикальной полуосей, убывающим по направлению потока от 1 до 0,8. The bow of a hypersonic high-wing aircraft with a Mach number of cruising from 6 to 8.5 is also known. The lower surface of this bow includes the surface of the pointed fuselage, limited in the direction of flow by a plane located in front of the inlet of the jet engine. The profile of this surface in the plane of the main buttock consists of a straight segment and four convex upward arcs of second-order curves located in the direction of flow and mating with each other. The cross section of the surface is the lower half of the ellipse with the ratio of the lengths of the horizontal and vertical axis, decreasing in the direction of flow from 1 to 0.8.

Недостатки такого устройства носовой части заключаются в малом полезном объеме, большом потребном расходе топлива, соответствующем расходу воздуха в трубке тока, протекающей к кромкам входного устройства, а также в значительном лобовом сопротивлении летательного аппарата. The disadvantages of such a device of the bow are a small usable volume, a large required fuel consumption, corresponding to the air flow in the current tube flowing to the edges of the input device, as well as a significant drag of the aircraft.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому положительному эффекту к предлагаемому изобретению является носовая часть гиперзвуковой крылатой ракеты низкоплана с числом Маха крейсерского полета, равным 6. Нижняя поверхность этой носовой части включает в себя нижние поверхности заостренного фюзеляжа и крыла с дозвуковой прямолинейной острой передней кромкой, ограниченные по направлению течения плоскостью, расположенной перед входным устройством маршевого воздушно-реактивного двигателя. Профиль нижней поверхности в плоскости главного батокса является отрезком прямой. Поперечное сечение поверхности представляет собой также отрезок горизонтальной прямой. The closest in technical essence and the achieved positive effect to the proposed invention is the bow of a hypersonic cruise missile low-wing with a Mach number of cruising flight equal to 6. The lower surface of this bow includes the lower surfaces of the pointed fuselage and the wing with a subsonic straight, sharp forward edge, limited in the direction of flow by a plane located in front of the inlet device of the marching jet engine. The profile of the lower surface in the plane of the main buttock is a straight line segment. The cross section of the surface is also a segment of a horizontal line.

Такое устройство носовой части обеспечивает предварительное поджатие формируемого потока воздуха с умеренными значениями потерь полного давления, умеренную неравномерность полей газодинамических параметров и скорость формируемого потока перед входным устройством маршевого двигателя. При этом достигаются сравнительно высокие значения коэффициента расхода воздухосборника и аэродинамической подъемной силы летательного аппарата, а также полезного объема его носовой части. Such a nose part arrangement provides preliminary preloading of the formed air flow with moderate values of the total pressure loss, moderate unevenness of the fields of gas-dynamic parameters and the speed of the formed flow in front of the main engine inlet device. At the same time, relatively high values of the coefficient of consumption of the air intake and the aerodynamic lifting force of the aircraft, as well as the useful volume of its bow, are achieved.

Основной недостаток такого устройства носовой части заключается в неудовлетворительном согласовании процесса формирования потока воздуха, притекающего к входному устройству маршевого воздушно-реактивного двигателя, с процессом обтекания внешней поверхности летательного аппарата. Это выражается в неоптимальности характеристик названных процессов. The main disadvantage of such a bow device is the unsatisfactory coordination of the process of forming a stream of air flowing to the input device of the mid-flight jet engine with the process of flowing around the outer surface of the aircraft. This is expressed in the non-optimal characteristics of these processes.

Целью изобретения является улучшение летно-технических характеристик летательного аппарата путем оптимального формирования потока за головным скачком уплотнения перед воздухозаборником двигателя. The aim of the invention is to improve the flight performance of the aircraft by optimally forming the flow behind the head shock wave in front of the engine air intake.

Поставленная цель достигается тем, что у известной носовой части высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, имеющим входное устройство с воздухозаборником подфюзеляжной компоновки, профиль нижней поверхности в плоскости главного батокса между носком фюзеляжа и входным устройством двигателя выполнен по трем смежным дугам кривых, имеющих в точках сопряжения общие касательные, причем первая от носка фюзеляжа дуга обращена выпуклостью вверх, промежуточная дуга обращена выпуклостью вниз, а третья дуга также обращена выпуклостью вверх. This goal is achieved by the fact that the known bow of a high-speed aircraft with an jet engine having an inlet device with an air intake of the fuselage layout, the profile of the lower surface in the plane of the main buttock between the toe of the fuselage and the inlet of the engine is made in three adjacent arcs of curves having conjugation points are common tangents, with the first arc convex upward from the nose of the fuselage, the intermediate arc convex downward, and the third arc so e is convex upward.

С целью упрощения технологии изготовления поверхности носовой части, путем придания ей более простой формы, профиль ее поверхности в плоскости главного батокса между носком фюзеляжа и входным устройством воздушно-реактивного двигателя выполнен по трем смежным дугам кусочно-гладких кривых, содержащих отрезки прямых. In order to simplify the technology for manufacturing the surface of the bow, by giving it a simpler shape, the profile of its surface in the plane of the main buttock between the nose of the fuselage and the inlet of the jet engine is made along three adjacent arcs of piecewise-smooth curves containing straight sections.

На фиг. 1 изображена носовая часть высокоскоростного аппарата, фронтальная проекция; на фиг. 2 - горизонтальная проекция этой же носовой части; на фиг. 3 - ее поперечное сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 4 - сечение носовой части фюзеляжа плоскостью главного батокса; на фиг. 5 - сечение носовой части в плоскости главного батокса, выполненной соответственно второму пункту формулы изобретения. Это сечение аналогично сечению, представленному на фиг. 4, но отличается от него кусочной гладкостью дуг, и составленных из отрезков прямых. In FIG. 1 shows the bow of a high-speed apparatus, frontal projection; in FIG. 2 - horizontal projection of the same nose; in FIG. 3 is its cross section AA in FIG. 1; in FIG. 4 - section of the nose of the fuselage by the plane of the main buttock; in FIG. 5 is a sectional view of the bow in the plane of the main buttock made according to the second claim. This section is similar to that shown in FIG. 4, but differs from it in the piecewise smoothness of arcs, and straight lines made up of segments.

Носовая часть летательного аппарата включает следующие элементы устройства: 1 - носовая часть фюзеляжа летательного аппарата, 2 - крыло, 3 - воздухозаборник двигателя, 4 - точка соединения первой дуги c передним учаcтком профиля нижней поверхноcти ноcовой части фюзеляжа в плоскости главного батокса, 5, 6 и 7 - первая, вторая и третья дуги участка профиля главного батокса соответственно носку фюзеляжа и входному устройству двигателя. The nose of the aircraft includes the following elements of the device: 1 - the nose of the fuselage of the aircraft, 2 - the wing, 3 - the air intake of the engine, 4 - the connection point of the first arc with the front section of the bottom surface of the nose of the fuselage in the plane of the main buttock, 5, 6 and 7 - the first, second and third arches of the profile section of the main buttock, respectively, the fuselage nose and the input device of the engine.

Длины хорд дуг кривых 5, 6 и 7 и их другие геометрические параметры не имеют существенного значения для уточнения изобретения. Конкретные сечения значений этих параметров определяют лишь различные варианты исполнения носовой части без изменения существа предлагаемого технического решения. Длины хорд могут составлять от 10 до 80% у первой 5 и третьей 7 из этих дуг и от 0,01 до 80% у промежуточной дуги 6. При очень малых относительных размерах дуга 6 практически вырождается в точку излома профиля между первой 5 и третьей 7 дугами. The lengths of the chords of the arcs of curves 5, 6 and 7 and their other geometric parameters are not significant for clarifying the invention. Specific sections of the values of these parameters determine only various options for the execution of the bow without changing the essence of the proposed technical solution. The lengths of the chords can be from 10 to 80% at the first 5 and third 7 of these arcs and from 0.01 to 80% at the intermediate arc 6. With very small relative sizes, the arc 6 practically degenerates to the break point of the profile between the first 5 and third 7 arcs.

Работа предложенного устройства носовой части заключается в следующем. The work of the proposed device of the bow is as follows.

Сверхзвуковой набегающий поток встречается с поверхностью носовой части с образованием головного скачка уплотнения. Возмущенное сверхзвуковое течение за головным скачком уплотнения взаимодействует с внешней поверхностью летательного аппарата при ее дальнейшем обтекании. При этом на обтекаемой поверхности по направлению течения нарастает пограничный слой, в возмущенном сверхзвуковом течении распространяются волны сжатия и расширения, образуемые при обтекании выпуклых внутрь и наружу участков этой поверхности, а на саму поверхность действуют распределенные силы давления и трения. Формируемый поток воздуха, притекающий к входному устройству воздушно-реактивного двигателя, претерпевает сжатие с отклонением вниз в головном скачке уплотнения, ослабленным по сравнению с прототипом за счет веера волн расширения, образуемых при обтекании выпуклого наружу участка нижней поверхности носовой части вблизи точки 4, ускоряющих и отклоняющих формируемый поток воздуха вверх. Далее формируемый поток воздуха затормаживается с отклонением вниз в слабых волнах сжатия или скачках уплотнения при обтекании участка нижней поверхности носовой части, соответствующего дуге 5, затем он ускоряется в веере волн расширения с отклонением вверх при обтекании участка нижней поверхности носовой части, соответствующего дуге 6, и снова затормаживается с отклонением вниз в слабых волнах сжатия или скачках уплотнения при обтекании участка нижней поверхности носовой части, соответствующего дуге 7. Носовая часть 1 с описанным профилем поверхности плоскости главного батокса отличается более выгодным сочетанием сил давления и трения, действующих на обтекаемые поверхности летательного аппарата с параметрами формируемого потока воздуха, притекающего ко входному устройству воздушно-реактивного двигателя. (56) Обзор ОНТИ ЦАГИ, N 522, с. 178-193, 1977 г. A supersonic incident flow meets the surface of the bow with the formation of a head shock wave. The perturbed supersonic flow behind the head shock wave interacts with the outer surface of the aircraft during its further flow. In this case, a boundary layer builds up on the streamlined surface in the direction of the flow, compression and expansion waves propagate in the disturbed supersonic flow, which are formed when the sections of this surface are convex inward and outward, and the distributed pressure and friction forces act on the surface itself. The generated air stream flowing to the inlet of the jet engine undergoes compression with a downward deviation in the head shock wave, weakened compared with the prototype due to the fan of expansion waves generated when the convex outward part of the lower surface of the bow near the point 4 accelerates and accelerates deflecting the generated air flow up. Next, the generated air flow is inhibited with a downward deviation in weak compression waves or compression shocks when flowing around a portion of the lower surface of the bow corresponding to the arc 5, then it is accelerated in a fan of expansion waves with upward deflection when flowing around the portion of the lower surface of the bow corresponding to the arc 6, and again slows down with a deviation downward in weak compression waves or compression shocks when flowing around a section of the lower surface of the bow corresponding to the arc 7. Bow 1 with the described prof Lemma surface buttock main plane has a more advantageous combination of pressure and frictional forces acting on the rigid surface of an aircraft with parameters generated air flow flowing in an input device to jet engine. (56) Review of ONTI TsAGI, N 522, p. 178-193, 1977

Обзор ОНТИ ЦАГИ, N 522, с. 193-220, 1977 г. Review of ONTI TsAGI, N 522, p. 193-220, 1977

Журн. Новое в зарубежном авиадвигателестроении, N 12, ЦИАМ, с. 10-15, "модель А", 1981 г. Zhurn. New in foreign aircraft engine manufacturing, N 12, TsIAM, p. 10-15, Model A, 1981

Claims

1. NOSE OF A HIGH-SPEED AIRCRAFT ENGINE WITH AN AIR INLET WITH AN AIR-INTAKE FACILITY, characterized in that, in order to improve the flight technical characteristics of the aircraft by optimizing the formation of the air flow behind the front lower shock seal the surface in the plane of the main buttock between the fuselage toe and the engine input device is made along three adjacent arcs of curves having at points with maskers common tangents, the first fuselage from the nose is convex upward arc, the intermediate arc is convex downward, and a third arc is convex upward.

2. The nose according to claim 1, characterized in that, in order to simplify the manufacturing technology of the surface of the nose by giving its panels a simpler shape, the surface profile in the plane of the main buttock between the nose of the fuselage and the inlet of the jet engine is made in three adjacent arcs of piecewise smooth curves containing line segments.