RU2039880C1

RU2039880C1 - Воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета

Info

Publication number: RU2039880C1
Application number: SU914894876A
Authority: RU
Inventors: Гриб Губерт
Original assignee: Мту Моторен-Унд Турбинен-Унион Мюнхен Гмбх
Priority date: 1990-03-22
Filing date: 1991-03-21
Publication date: 1995-07-20
Also published as: GB9106194D0; GB2242937B; JPH05312055A; DE4009223A1; FR2660013B1; US5177957A; DE4009223C2; GB2242937A; FR2660013A1

Abstract

Использование: в самолетостроении. Сущность изобретения: воздухозаборник турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, и второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки двигателя, установленные с возможностью регулирования положения, с образованием целевого верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси. Щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте. Верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь. 10 ил.

Description

Изобретение относится к двигателям.

Известен воздухозаборник к турбореактивному двигателю самолета, содержащий размещенные по окружности входной кромки корпуса двигателя профилированные участки и установленные между корпусом и отдельными профилированными участками, срабатывающие при изменении давления исполнительные механизмы, причем профилированные участки установлены с возможностью автоматического регулирования их положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых каналов (см. выложенную заявку ДЕ 2048588, кл. F 02 C 7/04, 1971).

Наличие воздухозаборника к турбореактивным двигателям служит для возможно полного предотвращения отделения воздушного потока вследствие невыгодного направления поступающего воздушного потока как на внутренней, так и на наружной сторонах корпуса двигателя. Невыгодное направление воздушного потока в области передней кромки корпуса может приводить к отделению воздушного потока, в частности, при старте, т.е. при разбеге и при взлете, а также во время набора высоты.

Особенно критическим является отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса из-за того, что тогда воздушный поток поступает на обычно размещенное за ней крыло самолета по невыгодному направлению, чего следует избегать. Такая ситуация возникает при большом угле атаки двигателя или самолета, например, в момент ротации при наборе высоты. Кроме того, при этом, например, в случае двухконтурного турбовинтового двигателя существует опасность критического в отношении поступления воздуха на лопасти отделения воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса, что может отрицательно сказываться на безопасности полета.

Недостаток известного воздухозаборника к турбореактивному двигателю самолета заключается в том, что вследствие автоматического регулирования положения профилированных участков могут возникать обусловленные вибрацией проблемы. Кроме того, влияние на направление воздушного потока на наружной стороне корпуса невозможно. Наряду с этим конструкция известного воздухозаборника сравнительно сложна из-за наличия нескольких профилированных участков.

Целью изобретения является повышение безопасности полета при одновременном упрощении конструкции.

Цель достигается в предлагаемом воздухозаборнике к турбореактивному двигателю самолета, содержащем по меньшей мере один размещенный по окружности выходной кромки корпуса двигателя профилированный участок и по меньшей мере один установочный механизм, установленный между корпусом и профилированным участком, установленным с возможностью регулирования положения с помощью установочного механизма с образованием щелевого канала, за счет того, что профилированный участок размещен в верхней по отношению к самолету зоне кромки корпуса, а канал направлен назад вверх.

Предпочтительно профилированный участок и примыкающая к нему кромка корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиально наружу и вниз по течению воздуха направления канала. При этом канал, образующийся при выдвигании размещенного на верхней стороне корпуса профилированного участка, имеет конфигурацию, обеспечивающую поступление воздушного потока с внутренней стороны корпуса, его направление через канал косо вверх на наружную сторону корпуса. Таким образом эффективно предотвращается отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса.

Предлагаемый воздухозаборник может содержать дополнительный профилированный участок, размещенный в нижней зоне кромки корпуса. В этом случае дополнительный профилированный участок и нижняя зона кромки корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиального внутрь и вниз по течению воздуха направления нижнего канала, образующегося при выдвижении дополнительного профилированного участка. Таким образом, нижний канал, при выдвижении дополнительного профилированного участка образующийся на нижней стороне корпуса, имеет конфигурацию, позволяющую поступление воздушного потока снаружи через канал, что предотвращает отделение воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса. Это означает, что задние стороны обоих установленных с возможностью регулирования положения профилированных участков имеют разную конфигурацию.

Главное преимущество изобретения заключается в том, что в результате выдвижения профилированного участка и, при его наличии, дополнительного профилированного участка надежно предотвращается отделение воздушного потока. Благодаря этому в случае самолета с двухконтурным турбовинтовым двигателем, снабженным предлагаемым воздухозаборником, возможен больший угол атаки без отделения воздушного потока, что также приводит к повышению безопасности полета в таких условиях.

Кроме того, выгодна возможность выполнения корпуса с ротационно-симметричной наружной конфигурацией и с оптимальной в отношении аэродинамического сопротивления, т. е. узкой, формой, причем нет необходимости учитывать вышеописанные случаи невыгодного направления воздушного потока. Конкретные геометрию и конфигурацию профилированных участков можно выбрать в соответствии с описанными ниже, особенно критическими вариантами невыгодного направления воздушного потока.

Согласно предпочтительной форме выполнения предлагаемого воздухозаборника профилированные участки установлены с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси. При этом каждый такой участок на концах с помощью шарниров закреплен с возможностью поворота на корпусе, причем установочные механизмы воздействуют на середину соответствующего профилированного участка.

Данная форма выполнения имеет то преимущество, что такой воздухозаборник можно намного эффективнее механически регулировать, чем известные заслонки или кольца. Выгодно и то, что достигается при- мерно синусоидальная форма канала по высоте, соответствующая желаемому импульсу по окружности, содействующему течению воздуха, т. е. создается распределяемый по окружному участку профилированного участка воздушный поток, расход которого соответствует степени склонности и отделению воздушного потока, имеющейся на соответствующем окружном участке.

На фиг. 1 показана схема поступления воздушного потока при большой мощности и большом угле атаки; на фиг. 2 схема поступления воздушного потока при небольшой мощности и большом угле атаки; на фиг. 3 изображен турбореактивный двигатель, снабженный предлагаемым водухозаборником, с выдвинутыми профилиро- ванными участками, осевой разрез; на фиг. 4 то же, причем представлен и установочный механизм; на фиг. 5 передний участок корпуса с двумя вдвинутыми профилированными участками, осевой разрез; на фиг. 6 то же, но с одним профилированным участком; на фиг. 7 корпус согласно фиг. 5, вид спереди; на фиг. 8 представлена схема высоты канала как функция окружного угла; на фиг. 9 схема угловых корреляций; на фиг. 10 входная кромка корпуса, продольный разрез.

На фиг. 1 и 2 схематически представлены две особенно критические ситуации. На фиг. 1 представлена ситуация двигателя при большой мощности и большом угле атаки β, т.е. воздух по направлению стрелки 1 поступает в корпус 2. Такая ситуация возникает, например, при старте самолета. Линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую наружу форму, что означает, что в корпус 2 всасывается большое количество воздуха. При этом на нижней кромке корпуса возникает сильная тенденция к отделению воздушного потока (стрелка 5). Такое отделение отрицательно сказывается на размещенной за кромкой лопасти, и поэтому его следует избежать, так как при этом имеется опасность отделения лопастей, лопасти подвергаются сильной механической нагрузке и, кроме того, возникает значительный шум.

Представленная на фиг. 2 ситуация большого угла атаки β при работающем на холостом ходу двигателе или при выключенном двигателе также является критической, В этом случае в корпус 2 поступает лишь небольшое количество воздуха, так что линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую внутрь форму. В таком случае, в частности, имеется опасность отделения воздушного потока на верхней кромке корпуса 2 (стрелка 6). Такого отделения следует избегать потому, что оно может отрицательно сказываться на размещенном за кромкой крыле самолета.

На фиг. 3 представлен снабженный предлагаемым воздухозаборником двухконтурный туpбовинтовой двигатель, содержащий два ротора 7,8, размещенных в корпусе 2. Вниз по течению воздушного потока за задним ротором 8 воздушный канал 9 разделяется на байпасный канал 10 и впуск 11 приводящего роторы 7, 8 центрального двигателя 12. Центральный двигатель содержит компрессор 13 среднего давления, компрессор 14 высокого давления, камеру 15 сгорания, турбину 16 высокого давления, соединенную с помощью на представленных на чертеже валов с компрессором 14 высокого давления, и турбину 17 низкого давления, таким же образом соединенную с компрессором 13 среднего давления и с обоими роторами 7, 8, вращающимися в противоположных направлениях. При этом турбина 17 низкого давления может быть выполнена в виде турбины со встречным вращением роторов, с помощью двух вращающихся в противоположных направлениях валов соединенной с роторами 7, 8, или одна единственная турбина 17 низкого давления с помощью одного вала соединена с передачей, распределяющей создаваемую турбиной 17 мощность на оба ротора 7,8.

Корпус 2 с помощью размещенных по окружности ребер 18 жесткости соединен с центральным двигателем 12, а последний закреплен на самолете, в частности на его крыле, с помощью крепежного приспособления 19.

Согласно изобретению на входной кромке 20 корпуса 2 по меньшей мере в одном секторе выполнен профилированный участок 21 и 22 соответственно в виде участка кольца, установленный на корпусе 2 с возможностью регулирования положения так, что между профилированным участком 21, 22 и корпусом 2 образуется канал 23 и 24 соответственно. Согласно представленной на фиг. 5 форме выполнения и наверху, и внизу размещены профилированные участки 21, 22. Однако в случае необходимости возможно использование лишь одного участка 21 или 22, размещенного или внизу, или наверху, как показано на фиг. 6, если в другой зоне благодаря другим мероприятиям или специальной конфигурации существует лишь небольшая склонность к отделению воздушного потока, или если такая склонность вообще отсутствует.

Однако особенно предпочтительно выполнение верхнего 21 и нижнего 22 профилированных участков, причем благодаря независимому регулированию положения достигается поступление воздушного по тока на корпус 2 без каких-бы то ни было явлений отделения.

Профилированные участки 21, 22 установлены с возможностью регулирования положения по направлению оси двигателя с помощью установочных механизмов 25, 26, предпочтительно установленных в корпусе 2. Установочные механизмы 25, 26, могут быть выполнены в виде гидравлических цилиндров, шпинделей или других пригодных приспособлений.

На фиг. 5 показан предлагаемый воздухозаборник с вдвинутыми профилированными участками 21, 22, т.е. в данном случае участки 21, 22 прилегают к корпусу 2, так что каналы 23, 24, образующиеся при выдвинутом состоянии этих участков 21, 22 (см. фиг. 3),закрыты.

Важным признаком изобретения является направление каналов 23, 24 (в плоскости чертеже они направлены снизу с левой стороны, вверх с первой стороны), так как таким образом достигается желаемый проход воздуха. Соответственно на фиг. 1 показан случай при большом угле атаки при большой мощности двигателя, т.е. воздух набегает в направлении, показанном стрелкой 1. Линии 3 и 4 означают линии торможения потока, а стрелкой 5 показана тенденция срыва потока на нижней внутренней поверхности 27 корпуса 2. Соответственно фиг. 2 показывает случай для большого угла атаки при низкой мощности двигателя, причем тенденция срыва потока наступает на верхней внешней поверхности 28 корпуса 2, что показано стрелкой 6.

На фиг. 7 представлен корпус 2, причем в верхнем секторе 29 установлен профилированный участок 21, а в нижнем секторе 30 профилированный участок 22. Оба сектора 29, 30 охватывают примерно одну четверть окружности корпуса 2, т.е. угол φ_o к горизонтали составляет примерно 45^о. Однако в зависимости от конкретных требований данный угол может быть меньше или больше.

Профилированные участки 21, 22 закреплены на корпусе 2 с помощью шарниров 31, причем последние размещены на окружных концах 32 участков 21, 22. Установочные механизмы 25, 26 (фиг. 3) воздействуют на профилированные участки 21, 22 в местах 33, 34 крепления, находящихся в середине участков 21, 22. Предпочтительно шарниры 31 снабжены горизонтальными болтами, с одной стороны размещенными в соответствующем участке 21, 22, а с другой на примыкающих участках 35, 36 входной кромки корпуса 2.

На фиг. 8 представлена диаграмма, на которой ширина канала (фиг. 10) показана в виде функции вписанного угла φ_o (фиг. 7).Ширина S канала зависит от угла α на который профилированный участок 21, 22 выдвинут относительно вертикали (фиг. 3 или 9). Ширина канала 23 у верхнего профилированного участка 21 представлена пределами угла от 40 до 140^о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "наверху"), а ширина канала 23 у нижнего профилированного участка 22 пределами угла от 220 до 320^о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "внизу"). Данные на ординате в каждом конкретном случае зависят от выбираемого угла наклона α, причем конкретная ширина S каналов определяется по уравнению
S= tg α˙ R˙(sinφ-sinφ_o), где α угол наклона выдвинутого профилированного участка 21 или 22 относительно к вертикальной оси корпуса 2 плоскости;
R радиус корпуса;
φ- угол против направления часовой стрелки относительно горизонтали;
φ_o- угол, под которым установлены шарниры 31.

На фиг. 8 в качестве примера угол φ_o составляет 45^о, что означает, что каждый профилированный участок 21, 22 охватывает одну четверть окружности корпуса 2.

На фиг. 9 показано отношение для ширины S каналов, на основе которой была составлена диаграмма фиг. 8, причем видны угловые корреляции. В частности, представлены максимальная ширина S каналов, равна 90^о, имеющаяся в высшей точке корпуса 2, и Sφ что соответствует соответственно меньшей ширине канала по обеим сторонам максимума.

На фиг. 10 представлена верхняя зона входной кромки 20 корпуса 2, причем профилированный участок 21 находится в выдвинутом положении. При этом образуется канал 23 длиной l и шириной S. Ширина канала 31 составляет примерно 1/5 до 1/3 его длины, причем длина l равна примерно 1,5 кратной толщине d корпуса 2. Предпочтительно канал 23 имеет дугообразно изогнутую назад форму с тем, чтобы обеспечить хорошее обтекание воздуха по наружной поверхности 28 корпуса 2.

Предлагаемый воздухозаборник снабжен блоком 37 управления (фиг. 4), подключенным через сигнальные линии 38, 39 к установочным механизмам 25, 26. На вход линии блока 37 управления подаются четыре параметра режима полета и двигателя, а именно числа М набегающего потока, угол атаки β (фиг. 1 и 2), угол ε под которым установлены лопасти, степень дросселирования δ двигателя. В зависимости от этих параметров блок 37 управления по сигнальным линиям 38, 39 управляет вдвиганием (Е) и выдвиганием (А) профилированных участков 21, 22.

Claims

ВОЗДУХОЗАБОРНИК ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА, содержащий по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, первый установочный механизм, установленный между корпусом и первым профилированным участком, второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, второй установочный механизм, установленный между корпусом и вторым профилированным участком, причем профилированные участки установлены с возможностью регулирования положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси, отличающийся тем, что, с целью повышения безопасности полета, щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте, при этом верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь.