RU2031813C1

RU2031813C1 - Силовая установка летательного аппарата

Info

Publication number: RU2031813C1
Authority: RU
Inventors: Василий Дмитриевич Доник; Анатолий Леонидович Матвеев; Анатолий Иванович Горобиенко
Original assignee: Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова
Priority date: 1991-03-25
Filing date: 1991-03-25
Publication date: 1995-03-27

Abstract

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к компоновкам теплообменников на самолетах. Устройство позволяет повысить надежность силовой установки самолета путем уменьшения нагрузок в элементах реверсивного устройства за счет снижения пульсаций потока в вентиляторном канале двигателя. Это достигается установкой перфорированной панели на входе в продувочный канал. При этом в перфорированной панели выполнены круглые отверстия с входными конусами или с закругленными передними кромками, а оси этих отверстий наклонены в сторону набегающего потока на угол α<90^°. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Изобретение относится к самолетостроению, в частности к компоновкам теплообменников на самолетах.

Известна холодильная установка для самолета [1], включающая продувочный канал, внутри которого установлен холодильный блок, две или несколько отсасывающих щелей, каналы отсоса, примыкающие к отсасывающим щелям. Каналы отсоса объединяются в один канал отсоса. Повышение аэродинамических характеристик продувочного канала достигается за счет отсоса воздуха из области повышенных пульсаций потока.

Однако эта установка не обеспечивает защиту продувочного канала от пульсаций потока на участке от воздухозаборника до холодильника при неработающем канале. В этом случае входной канал включает застойную зону воздуха, а при обтекании такого участка канала набегающим потоком образуются вихри, которые вызывают значительные пульсации потока как во входном канале, так и во внешнем потоке. Неустойчивость потока сопровождается увеличением сопротивления и повышением напряжений в конструкциях. Устройство за счет отсоса воздуха позволяет уменьшить уровень вихрей, но не оказывает заметного влияния при изменении режимов работы продувочного канала.

Известен продувочный канал [2] , содержащий туннель, внутри которого установлен теплообменник. При этом на входе установлено входное устройство, на выходе из туннеля установлена заслонка, которая обеспечивает изменение расхода охлаждающего воздуха. Представлены различные варианты компоновок устройства на самолете.

Недостатком этого устройства является то, что аэродинамические характеристики потока в туннеле в значительной степени зависят от параметров потока перед воздухозаборником. При наличии конструктивных и других ограничений достижение высоких аэродинамических характеристик туннеля на самолете зачастую затруднено или практически не представляется возможным. Установка продувочного канала на самолете вызывает образование вихрей на входном устройстве, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик туннеля и самолета в целом. Наличие различных вихрей, размеры которых определяются характерным размером входного воздухосборника, может приводить к увеличению нагрузок в устройствах, расположенных вблизи воздухозаборника.

Прототипом предлагаемого устройства является силовая установка самолета Ан-124 [3], содержащая двигатель Д-18Т, размещенный в гондоле и соединенный с ней посредством пилона, в котором размещен продувочный канал теплообменника, включающий канал, внутри которого установлены теплообменник, регулирующее устройство, воздухозаборник и выходной патрубок.

Недостатком этого устройства является высокий уровень нагрузок внутри продувочного канала теплообменника и в конструктивных элементах реверсивного устройства, расположенного в вентиляторном контуре. Движение воздуха в вентиляторном контуре сопровождается значительными пульсациями потока, что ухудшает аэродинамические характеристики и уменьшает расход воздуха в продувочном канале теплообменника. В связи с конструктивными и другими ограничениями выбор предпочтительной схемы установки продувочного канала теплообменника в пилоне силовой установки затруднен. В реальной конструкции во многих случаях отмечается разрушение конструктивных элементов (регулирующее устройство, узлы крепления, трубопроводы и т.д.) продувочного канала, а в некоторых случаях разрушаются элементы реверсивного устройства. Все эти разрушения приводят к многократным доработкам, изменениям конструкции, что в конечном счете снижает ресурс силовой установки.

Целью изобретения является повышение надежности путем уменьшения нагрузок в элементах реверсивного устройства за счет снижения пульсаций потока в вентиляторном канале двигателя и уменьшения аэродинамического сопротивления в продувочном канале теплообменника.

Это достигается тем, что на входе в канал установлена перфорированная панель, отверстия перфорации выполнены круглыми с входными конусами, с закругленными передними кромками, оси отверстий перфорированной панели ориентированы под углом α < 90^о к набегающему потоку.

На фиг.1 представлена силовая установка летательного аппарата; на фиг.2 - сечение А-А на фиг.1; на фиг.3 - узел I на фиг.2, вариант компоновки воздухосборника и перфорированной панели; на фиг.4 - вид Б на фиг.3; на фиг.5 - сечение В-В на фиг.4; на фиг.6 и 7 - варианты выполнения перфорированной панели.

Устройство содержит двигатель 1, размещенный в гондоле 2 и соединенный с ней посредством пилона 3, в котором размещен продувочный канал 4 теплообменника, включающий канал 5, внутри которого установлен теплообменник 6, регулирующее устройство 7, воздухозаборник 8 и выходной патрубок 9. На входе в канал 5 установлена перфорированная панель 10. Теплообменник 6 включает канал 11. Отбор воздуха для продувочного канала 4 теплообменника производится из вентиляторного контура 12. Силовая установка содержит также реверсивное устройство 13 и вентилятор 14. Внутренний контур 15 двигателя 1 включает компрессор 16, камеру сгорания 17, турбину 18. Реверсивное устройство 13 содержит створки 19.

Силовая установка работает следующим образом.

Воздух из атмосферы поступает через воздухозаборник и вентилятор 14, где происходит некоторое повышение давления и температуры воздуха. За вентилятором 14 поток воздуха делится на наружный вентиляторный контур 12 и внутренний контур 15. По наружному контуру 12 воздух, расширяясь и увеличивая скорость в канале, создает тягу двигателя 1. Во внутреннем контуре 15 воздух дополнительно сжимается в компрессорах 16 и попадает в камеру сгорания 17, где, перемешиваясь с топливом, создает топливовоздушную смесь. В результате сгорания этой смеси температура газов увеличивается и они поступают на турбину 18, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую работу, используемую для вращения роторов компрессоров 16 и вентилятора 14. При прохождении газа через проточную часть турбины 18 его энергия уменьшается, при этом температура газа и его давление понижаются, образуется дополнительно тяга двигателя 1. Таким образом, во внутреннем контуре 15 происходят типовые процессы, характерные для тепловой машины.

Реверсивное устройство 13 представляет собой кольцевую конструкцию решетчатого типа. Внутри устройства установлены створки 19, например 12 штук, перекрывающие при реверсиpовании тяги вентиляторный контур 12. На режимах прямой тяги створки 19 устанавливаются в подвижном корпусе реверсивного устройства 13 заподлицо с его внутренней поверхностью (фиг.1).

Поток воздуха из вентиляторного контура 12 поступает в воздухозаборник 8, который обеспечивает подачу его в канал 5. На выходе из канала 5 выходной патрубок 9 обеспечивает смешивание продувочного воздуха с воздухом, который поступает из вентиляторного контура 12. Изменение расхода воздуха через канал 5 осуществляется регулирующим устройством 7. В теплообменнике 6 в результате теплоотдачи через стенки происходит охлаждение воздуха, поступающего по каналу 5. Степень охлаждения воздуха в канале 11 системы кондиционирования воздуха осуществляется путем изменения расхода воздуха через канал 5. При разделении потока в районе установки канала 5 на кромках воздухозаборника 8 образуется система вихрей. Одна часть вихрей входит в канал 5, а другая располагается в вентиляторном контуре 12. Эти вихри оказывают взаимное влияние друг на друга. Характер их взаимодействия во многом определяется конструкцией воздухозаборника 8 и конструктивными элементами, расположенными перед ним или вблизи него. Кроме того, эти вихри могут воздействовать на поток внутри канала 5 и вызывать обратную реакцию, влияя на процесс генерирования вихрей. Значительное усиление взаимодействия вихрей наблюдается особенно при закрытии регулирующего устройства 7 и уменьшении расхода воздуха через канал 5. В этом случае образование застойной зоны воздуха от воздухозаборника 8 до регулирующего устройства 7 приводит к пульсации воздуха с частотой, характерной для этого объема. При совпадении частот пульсаций объема и вихрей происходит увеличение пульсаций всей системы вихрей, что в конечном счете приводит к ухудшению аэродинамических характеристик потока и увеличению нагрузок в конструкции.

Положительным эффектом от использования предлагаемого устройства является уменьшение нагрузок в элементах конструкции за счет уменьшения пульсаций потока в вентиляторном контуре 12 и установки на входе в канал 5 перфорированной панели 10. В таком устройстве существенно изменяются аэродинамические процессы. Перфорированная панель 10 установлена в зоне разделения потоков и непосредственно оказывает влияние на формирование вихрей по всему сечению воздухозаборника 8. При повороте воздуха, поступающего из вентиляторного контура 12 в канал 5, образуется система вихрей. Одна часть вихрей распространяется в вентиляторном контуре 12, а другая перемещается по каналу 5. Частота вихрей в канале 5 за перфорированной панелью 10 смещается в область высоких частот по сравнению с частотой вихрей в вентиляторном контуре 12 за перфорированной панелью 10. Таким образом, с помощью перфорированной панели 10 сводится до минимума взаимодействие вихрей в канале 5 и вентиляторном контуре 12. Уменьшение пульсаций потока достигается путем смещения частоты вихрей (f_вент≠ ≠ f_канал) в вентиляторном контуре 12 (f_вент.) и канале 5 (f_канал). Кроме того, перфорированная панель 10 рассеивает энергию вихрей путем дробления потока на мелкие составляющие. Такая система мелких вихрей в целом становится более устойчивой при изменении режимов работы вентиляторного контура 12 и канала 5. Следовательно, такое устройство имеет меньший уровень пульсации потока по сравнению с продувочным каналом 4 без перфорированной панели 10. Перфорированная панель 10 оказывает существенное влияние на уменьшение пульсации потока при закрытом регулирующем устройстве 7. При этом перфорированная панель 10 расположена непосредственно между потоком воздуха в вентиляторном контуре 12 и застойной зоной в канале 5, что способствует ослаблению взаимного влияния потоков и образования вихрей. Повышение эффективности перфорированной панели 10 достигается еще и тем, что она имеет разные аэродинамические характеристики с двух сторон.

Исключается взаимодействие вихрей, которые с одной стороны расположены в вентиляторном контуре 12, а с другой стороны проходят через панель 10, а затем возвращаются в вентиляторный контур 12. Варианты выполнения таких перфорированных панелей 10 показаны на фиг.3 - 7. Разные аэродинамические характеристики с двух сторон достигаются путем обработки передней кромки отверстий перфорированной панели 10 в виде конуса (фиг.5 и 7) или закругления (фиг.6). Кроме того, такие перфорированные панели 10 имеют минимальное аэродинамическое сопротивление. Происходит главный проход потока из вентиляторного контура 12 через панель 10 в канал 5.

За счет уменьшения взаимодействия вихрей снижается уровень пульсаций потока в вентиляторном контуре 12 и нагрузки в реверсивном устройстве 13.

Аэродинамическое сопротивление потока зависит от угла α между вектором скорости V потока и осью отверстия перфорированной панели 10. Величина угла α зависит от степени начальной турбулентности потока и параметров канала 5. При α<90^о за счет уменьшения сил взаимодействия потоков в вентиляторном контуре 12 и канале 5 достигается уменьшение аэродинамического сопротивления потока. На фиг.5 показан вариант выполнения перфорированной панели 10 при α = 0.

Claims

1. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащая двигатель, размещенный в гондоле и соединенный с нею посредством пилона, в котором выполнен продувочный канал теплообменника, включающий теплообменник, регулирующее устройство, воздухозаборник и выходной патрубок, отличающаяся тем, что на входе в воздухозаборник установлена перфорированная панель.

2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что отверстия перфорированной панели выполнены круглыми с входными конусами или с закругленными передними кромками.

3. Установка по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что оси отверстий перфорированной панели наклонены в сторону набегающего потока на угол α < 90^°.