BG64228B1

BG64228B1 - Метод и система за управление на реактивни самолети

Info

Publication number: BG64228B1
Application number: BG104862A
Authority: BG
Inventors: Венцислав И. Андонов
Original assignee: Венцислав И. Андонов
Priority date: 2000-10-16
Filing date: 2000-10-16
Publication date: 2004-06-30
Also published as: BG104862A

Description

Област на техниката

Изобретението се отнася до метод и система за управление на реактивни самолети, която може да се приложи в авиацията за подобряване маневрените възможности на реактивни самолети.

Предшестващо състояние на техниката

При полет на малка скорост ефективността на управляващите плоскости /кормилата/ на самолета намалява поради по-слабото въздействие на въздушния поток, което влияе отрицателно на възможностите му за маневриране. За преодоляване на този проблем и постигане на свръхманевреност сега са разработени двигатели с променлив вектор на тягата.

При този тип двигатели цялата реактивна струя се насочва под ъгъл спрямо надлъжната ос на самолета, като така се променя направлението на вектора на създаваната от двигателя сила в посока, съвпадаща с тази на кормилата. Това дава възможност той да маневрира и при нулеви скорости, въпреки че кормилата не функционират.

Известен е т.нар. двуконтурен двигател, основните възли на който включват корпус, където последователно и съосно са разположени компресор за ниско налягане, компресор високо налягане, горивна камера, работни турбини, задвижващи двата компресора, форсажна камера и регулируемо сопло. Между корпуса на двигателя, в зоната на компресорите за ниско и високо налягане, работните турбини и горивната камера е оформен т.нар. студен контур, който обтича посочените възли на двигателя. Предназначението на студения контур е да бъде насочен през него част от въздуха от студения контур директно към форсажната камера на двигателя.

Двигател с променлив вектор на тягата, който е вариант на посочения, има осово симетрично с кръгло сечение сопло, въртящо се в една равнина чрез въртящи се сегменти, при разположението му в самолета по вертикала и може да се отклонява в рамките на 15 ± 20° нагоре и надолу чрез хидравлични цилиндри, като по този начин цялата реактивна струя се насочва в съответната посока [ 1 ].

Известен е също реактивен двигател с правоъгълно сечение на соплото, страничните стени на което са неподвижни, а горната и долната - подвижни във вертикала. По този начин реактивната струя се насочва нагоре и надолу в зависимост от режима на полета [2].

Известна е и по-опростена система за отклонение вектора на тягата, която е разположена извън двигателя след соплото. Тя представлява клапи /дефлектори/, които в неработещо състояние тангират и не въздействат на газовата струя, излизаща от соплото. Чрез хидроцилиндри тези клапи се задвижват, като навлизат в изходящата струя и я отклоняват в различни посоки [3].

Общото във всички посочени до тук внедрени или намиращи се в различен етап на изпитания системи за промяна на вектора на тягата е, че те въздействат на цялата изходяща реактивна струя, в резултат на което са подложени и на големи температурни и физически натоварвания, което води до използване на скъпи материали. За тази система са необходими мощни хидросистеми към сега регулиращите диаметъра на соплото. Всичко това води до усложнена под дръжка поради високите изисквания в авиацията и ограничава използването им.

Техническа същност на изобретението

Задачата на изобретението е да се създадат метод и система за управление на реактивни самолети, която ще подобри маневрените възможности на самолета при минимална скорост на полета, когато аеродинамичните кормила за управление са със слаба ефективност.

Задачата е решена с метод за управление чрез промяна на вектора на тягата на реактивния двигател, съгласно който част от газовия поток на реактивния двигател се извежда и насочва под ъгъл, асиметрично спрямо надлъжната ос на самолета.

Системата за управление съгласно метода включва оформен между корпуса на реактивния двигател, в зоната на последователно разположените компресор за високо налягане, горивна камера и работни турбини студен контур за насочване на част от въздуха след компресора за ниско налягане. Съгласно изобретението върху корпуса са монтирани клапанни групи, разположени след компресора за ниско налягане на двигателя, като всяка клапанна група включва отварящ се навън кла2

I пан, отварящ се навътре към газовия поток клапан и отражател на газовете.

Съгласно един вариант на изобретението към всяка от клапанните групи е предвидено да се монтира допълнителна горивна камера, захранвана с нагнетен въздух от съответната клапанна група.

Методът и системата за управление са опростени в сравнение с известните, което ги прави по-евтини и лесни за изпълнение и дава възможност за по-широко приложение. Предложеният вариант на системата с допълнително монтирани горивни камери извън реактивния двигател, които се задействат само при маневриране, повишава значително мощността й, а оттам и маневрените възможности на самолета, когато изискванията за това са по-големи.

Пояснение на приложените фигури

Фигура 1 представлява реактивен двигател с променен вектор на тягата;

фигура 2 - реактивен двигател с векторно представяне на действащите сили при работа на системата за управление на реактивен самолет;

фигура 3 - надлъжен разрез на двуконтурен двигател с вградена клапанна система за извеждане на нагнетен въздух/работен газ съгласно изобретението;

фигура 4 - надлъжен разрез на двуконтурен реактивен двигател със система за управление, при която са монтирани допълнително горивни камери към всяка група за извеждане на нагнетен въздух;

фигура 5 - надлъжен разрез на двуконтурен реактивен двигател с вградена система за управление на самолета в работно състояние, при извеждане на нагнетения въздух и насочването му под ъгъл;

фигура 6 - напречен разрез от фиг.5 на двуконтурен реактивен двигател, с четири групи клапани за извеждане на нагнетен въздух, една група в работещо положение и три неработещи групи;

фигура 7 - поглед отзад на самолета в момент на работа на системата за управление, когато две групи работят в комбинация за желаната маневра;

фигура 8 - надлъжен разрез на двуконтурен реактивен двигател с допълнително монтирани горивни камери към всяка група за извеждане на нагнетен въздух в процес на работа.

Примери за изпълнение на изобретението

На фиг.З и 4 са показани реактивни двуконтурни двигатели с вградена система за управление на реактивен самолет в неработе5 що състояние.

Двигателят се състои от корпус 1, в който последователно и съосно са разположени компресор за ниско налягане 2, компресор за високо налягане 3, горивна камера 4 на реактивния двигател, работни турбини 5, задвижващи двата компресора 2 и 3, форсажна камера 7 и регулируемо сопло 8. Между корпуса 1, в зоната на последователно разположените компресор за високо налягане 3, горивна 15 камера 4 и работни турбини 5 е оформен т.нар. студен контур 6, който обхваща посочените възли на двигателя. Студеният контур, захранващ форсажната камера, насочва част от въздуха след компресора за ниско налягане 2 към ²θ монтираните върху корпуса 1 клапанни групи 12, разположени в зоната след работните турбини 5 и преди форсажната камера 7 на двигателя, или изцяло към форсажната камера 7, съобразно желаната маневра на самолета. Вся25 ка клапанна група 12, чието предназначение е да отделя част от газовия /въздушния/ поток, се състои от отварящ се навън клапан 9, отварящ се навътре към газовия поток клапан 10 и отражател на газовете 11, чието предназначено ние е да регулира ъгъла на отклонение на отделните газове и/или въздух.

Достатъчни са четири клапанни групи 12, разположени под 90° една спрямо друга (фиг.6, разрез А-А) на системата за управление, за да се осигури маневриране в 360 по оста на самолета.

В представения на фиг.4 двигател с вградена система за управление е предвидено към всяка клапанна група 12 да бъде монтирана допълнителна горивна камера 13, чието пред40 назначение е да повиши мощността на системата. Допълнителната горивна камера 13 се захранва с нагнетен въздух, насочен от съответната клапанна група.

Използване на изобретението

При работа на реактивния двигател (фиг.5) въздухът постъпва в компресора за ниско налягане 2, като част от него се нагнетява допълнително от компресора за високо 50 налягане 3 и постъпва в горивната камера 4, където в резултат на изгаряне на горивото се разширява и напуска горивната камера 4 с висока скорост към соплото 8, задвижвайки работните турбини 5.

Част от количеството въздух след компресора за ниско налягане 2 преминава през студения контур 6 и се насочва към форсажната камера 7, след което през соплото 8 напуска двигателя, когато системата не функционира.

При задействане на системата за управление монтираните към корпуса 1 клапани 9 се отварят навън, а клапаните 10 - навътре към газовия поток, като част от нагнетения въздух /работен газ/ на двигателя вместо през соплото 8, се насочва към отражателя 11, който го отклонява под ъгъл α спрямо надлъжната ос на двигателя, създавайки сила, която го премества в противоположна посока.

Достатъчни са четири клапанни групи 12, разположени на 90“ (фиг.б, разрез А-А) за управление на реактивния самолет, за да се осигури преместване (маневриране) в 360° по оста на самолета.

Това се постига при работа в комбинация на две групи клапани 12, които отделят различно количество работен газ в зависимост от желаната посока, като направлението и силата на преместване ί е сбор от реактивната тяга Н и Ϊ2, създавана от две групи клапани 12/фиг.7, поглед отзад).

Варианта на системата за управление с допълнително монтирана горивна 13 камера към всяка група клапани 12 (фиг.8) работи по същия принцип с тази разлика, че в момента на работа се подава гориво към горивната камера 13, което при изгаряне повишава реактивната тяга на системата. След приключване на маневрата, подаването на гориво спира, клапаните 9 и 10 се затварят и реактивният двигател преминава в нормален режим на работа.

Системата за управление на реактивни самолети, допълнена с горивни камери 13, мо10 же да се използва и при самолети с турбовитлови двигатели, а горивната камера може да бъде изнесена на разстояние от двигателя в корпуса на самолета.

Claims

Патентни претенции

1. Метод за управление на реактивни самолети, включващ промяна на вектора на тягата на реактивния двигател, характеризиращ се с това, че част от газовия поток на реактивния двигател се извежда и насочва под ъгъл, асиметрично спрямо надлъжната ос на самолета.
2. Система за управление на реактивни самолети съгласно метода от претенция 1, включваща оформен между корпуса (1), в зоната на последователно разположените компресор за високо налягане (3), горивна камера (4) и работни турбини (5) студен контур (6) за насочване на част от въздуха след компресора за ниско налягане (2), характеризираща се с това, че върху корпуса (1) са монтирани клапанни групи (12), разположени след компресора за ниско налягане (2) на двигателя, като всяка клапанна група (12) включва отварящ се навън клапан (9), отварящ се навътре към газовия поток клапан (10) и отражател на газовете (11).
3. Система съгласно претенция 2, характеризираща се с това, че към всяка от клапанните групи (12) е монтирана допълнителна горивна камера (13), захранвана с газовата струя, насочена от съответната клапанна група (12).