RU2361779C1

RU2361779C1 - Fuselage air bleed for powering aircraft systems

Info

Publication number: RU2361779C1
Application number: RU2008117323/11A
Authority: RU
Inventors: Аслан Юсуфович Уджуху (RU); Аслан Юсуфович Уджуху; Олег Владимирович Сонин (RU); Олег Владимирович Сонин
Original assignee: Российская Федерация в лице Федерального агентства по промышленности (Роспром)
Priority date: 2008-05-05
Filing date: 2008-05-05
Publication date: 2009-07-20

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: aircraft power plant comprises turbojet engine sustainers and, additionally, an offset screw fan with its diametre not exceeding fuselage boundary layer at the point of its mounting. Note that the said screw fan is coupled with aforesaid turbojet engine sustainers by mechanical or gas-dynamic transmission.

EFFECT: higher efficiency.

4 cl, 9 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, в частности к силовым установкам (СУ) летательных аппаратов (ЛА), расположенным в хвостовой части фюзеляжа.The present invention relates to aircraft, in particular to power plants (SU) aircraft (LA) located in the rear of the fuselage.

В связи с мировой тенденцией увеличения цен на авиатопливо все более актуальной становится задача повышения топливной эффективности ЛА.In connection with the global trend of increasing aviation fuel prices, the task of increasing the fuel efficiency of aircraft is becoming more and more urgent.

При моделировании работы СУ обычно рассматривается два процесса: один связан с преобразованием тепловой энергии топлива в механическую мощность, а другой с эффективностью преобразования механической мощности в тягу СУ. Эффективность первого процесса характеризуется так называемым эффективным КПД. Величина эффективного КПД зависит от термодинамических параметров СУ, технического совершенства ее узлов и полноты сгорания топлива. Процесс преобразования вырабатываемой мощности в тягу характеризуется так называемым пропульсивным КПД. Традиционным направлением повышения эффективности СУ является повышение степени двухконтурности, в результате чего увеличивается пропульсивный КПД. При этом увеличивается расход воздуха через СУ, а следовательно, и ее габариты. В результате повышается вес силовой установки, а мотогондола с повышенным диаметром увеличивает аэродинамическое сопротивление. Одной из компоновок, которая может оказаться аэродинамически целесообразной, является компоновка с размещением силовой установки в хвостовом отсеке фюзеляжа с отбором воздуха в двигатели (двигатель) из пограничного слоя фюзеляжа.When simulating the operation of the SU, two processes are usually considered: one is associated with the conversion of thermal energy of the fuel into mechanical power, and the other is the efficiency of converting mechanical power into draft SU. The effectiveness of the first process is characterized by the so-called effective efficiency. The value of effective efficiency depends on the thermodynamic parameters of the control system, the technical perfection of its components and the completeness of fuel combustion. The process of converting generated power into traction is characterized by so-called propulsive efficiency. The traditional direction of increasing the efficiency of SU is to increase the bypass ratio, resulting in increased propulsive efficiency. This increases the air flow through the SU, and therefore its dimensions. As a result, the weight of the power plant increases, and a nacelle with a larger diameter increases aerodynamic drag. One of the layouts, which may turn out to be aerodynamically expedient, is the layout with the power unit in the rear compartment of the fuselage with air taken into the engines (engine) from the boundary layer of the fuselage.

Известно, что эффективность силовой установки может быть повышена, если движитель вместо невозмущенного потока располагать в заторможенном потоке, например в следе фюзеляжа.It is known that the efficiency of a power plant can be improved if the propulsion device instead of the unperturbed flow is located in a blocked flow, for example, in the fuselage trail.

Существуют летательные аппараты, у которых воздушный винт располагается в хвостовой части фюзеляжа (1. Grob Gf 200:Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97 г., стр.131; 2. Israviation ST-50: Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97 г., стр.237). Диаметр винта у данных летательных аппаратов значительно превышает диаметр фюзеляжа, таким образом, большая часть лопастей винта находится вне пограничного слоя фюзеляжа. В таких силовых установках практически не используется преимущество расположения движителя в аэродинамическом следе за телом.There are aircraft in which the propeller is located in the rear of the fuselage (1. Grob Gf 200: Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97, p. 131; 2. Israviation ST-50: Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97, p. 237). The diameter of the propeller for these aircraft significantly exceeds the diameter of the fuselage, so most of the propeller blades are located outside the boundary layer of the fuselage. In such power plants, the advantage of locating the propulsion device in the aerodynamic wake behind the body is practically not used.

В патенте ФРГ (№ 906660, МПК B64D 33/02, 1954 г.) предложено решение задачи по снижению сопротивления воздуха при полете ЛА, при котором пограничный слой полностью или частично отсасывается и подается в воздухопотребляющее устройство (например, компрессор). На чертежах в указанном патенте изображены реактивные двигатели, расположенные не в хвостовой, а в передней части фюзеляжа или на несущих поверхностях самолета.The German patent (No. 906660, IPC B64D 33/02, 1954) proposes a solution to the problem of reducing air resistance during flight of an aircraft, in which the boundary layer is completely or partially sucked off and fed to an air-consuming device (for example, a compressor). The drawings in the said patent show jet engines located not in the tail but in the front of the fuselage or on the bearing surfaces of the aircraft.

Известен самолет по схеме «утка», содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть фюзеляжа, и диффузор с отбором пограничного слоя фюзеляжа (патент США № 4033526, МПК В64С 15/02, 1977 г.).Known aircraft according to the scheme "duck", containing two jet engines built into the rear of the fuselage, and a diffuser with selection of the boundary layer of the fuselage (US patent No. 4033526, IPC ВСС 15/02, 1977).

Известен транспортный самолет с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть, щели отсоса пограничного слоя, диффузоры и эжекторы для отвода пограничного слоя в общий поток засасываемого в двигатель воздуха (патент РФ № 2094307 С1, МПК В64С 1/00, B64D 33/02, 1997 г.).Known transport aircraft with a blunt tail of the fuselage, containing two jet engines built into the tail, slots of the suction of the boundary layer, diffusers and ejectors to divert the boundary layer into the total flow of air sucked into the engine (RF patent No. 2094307 C1, IPC B64C 1/00 B64D 33/02, 1997).

Известен самолет по схеме «летающее крыло», в верхнюю поверхность хвостовой части фюзеляжа которого интегрированы три маршевых ТРДД. На верхней поверхности фюзеляжа находится щель для отбора пограничного слоя и раздельные воздухозаборники для вентиляторных и газогенераторных контуров, устроенные так, что в воздухозаборники газогенераторных контуров попадает только поток с минимальными потерями полного давления, а в воздухозаборники вентиляторных контуров - заторможенный поток из пограничного слоя фюзеляжа (патент США № US 2002/0134886 А1, кл. В64В 1/24, 2002).A well-known aircraft according to the "flying wing" scheme, in the upper surface of the rear of the fuselage of which three marching turbofan engines are integrated. On the upper surface of the fuselage there is a gap for selecting the boundary layer and separate air intakes for fan and gas circuit, arranged so that only the flow with minimal loss of total pressure enters the air intakes of the gas circuit and air flow is blocked from the boundary layer of the fuselage (patent US No. US 2002/0134886 A1, CL B64B 1/24, 2002).

Недостатком силовых установок вышеуказанных ЛА является то, что в отличие от предлагаемого изобретения они не компенсируют сопротивление фюзеляжа с минимальными затратами мощности.The disadvantage of the power plants of the above aircraft is that, unlike the invention, they do not compensate for the resistance of the fuselage with minimal power consumption.

Наиболее близкое к предлагаемому изобретению техническое решение было использовано в проекте пассажирского самолета НЕ-211, разработанного фирмой Хейнкель (ФРГ). (1. Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Оборонгиз, 1964 г., стр.452; 2. Flug-Revue - № 11, 1962 г., стр.68; 3. H.D.Kohler, Bernard & Graefe Verlag, Koblenz. «Ernst Heinkel - Pionier der Schnellflugzeuge», 1983 г.; 4. Flugzeug Classic № 6, 2005г.; 5. Hobby-Jahrgang X, № 9, 1962 г.). В модели самолета HE-211 (Flugzeug Classic № 10, 2006 г.) два ТРДД (CF-700-2) располагаются внутри хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники вентиляторных и газогенераторных контуров маршевых ТРДД выполнены раздельными. Конфигурация входного устройства вентиляторных контуров представляет собой кольцевой воздухозаборник, опоясывающий по контуру поперечное сечение фюзеляжа. Входные устройства газогенераторных контуров выполнены в виде воздухозаборников треугольной формы и расположены на передних кромках V-образного оперения. При этом в воздухозаборники газогенераторных контуров попадает только поток с минимальными потерями полного давления, а в воздухозаборники вентиляторных контуров - заторможенный поток из пограничного слоя фюзеляжа.Closest to the proposed invention, the technical solution was used in the design of the passenger aircraft HE-211, developed by Heinkel (Germany). (1. Eger S. M. Design of passenger jets. M: Oborongiz, 1964, p. 452; 2. Flug-Revue - No. 11, 1962, p. 68; 3. HDKohler, Bernard & Graefe Verlag, Koblenz. "Ernst Heinkel - Pionier der Schnellflugzeuge", 1983; 4. Flugzeug Classic No. 6, 2005; 5. Hobby-Jahrgang X, No. 9, 1962). In the HE-211 airplane model (Flugzeug Classic No. 10, 2006), two turbofan engines (CF-700-2) are located inside the rear of the fuselage. The air intakes of the fan and gas generator circuits of the marching turbofan engines are separate. The configuration of the input device of the fan circuits is an annular air intake, encircling the cross section of the fuselage around the circuit. The input devices of the gas generator circuits are made in the form of air intakes of a triangular shape and are located on the leading edges of the V-shaped plumage. In this case, only the flow with minimal loss of total pressure enters the air intakes of the gas generator circuits, and the inhibited air flow from the boundary layer of the fuselage enters the air intakes of the fan circuits.

Проект Не-211 можно рассматривать в качестве прототипа.Project He-211 can be considered as a prototype.

Недостатком проекта Не-211 является то, что для раздельной подачи воздуха в газогенераторные и вентиляторные контуры двигателей приходится использовать специальные каналы сложной формы. В информации по проекту НЕ-211 нет сведений о выносном винтовентиляторе, расположенном в заторможенном в пограничном слое потоке и соединенном трансмиссией с маршевыми ТРДД. Такое техническое решение позволяет вывести маршевые ТРДД в свободный поток и избежать недостатка использованной в проекте Не-211 схемы силовой установки.The disadvantage of the He-211 project is that for separate air supply to the gas generator and fan circuits of the engines, it is necessary to use special channels of complex shape. In the information on the project HE-211 there is no information on the external fan heater located in the stream blocked in the boundary layer and connected by the transmission with marching turbofan engines. This technical solution allows you to bring marching turbofan engines to free flow and to avoid the disadvantage of the power plant scheme used in the He-211 project.

Задача предлагаемого изобретения заключается в повышении коэффициента полезного действия (КПД) движителя силовой установки и уменьшении вследствие этого расхода топлива.The objective of the invention is to increase the efficiency (efficiency) of the propulsion of the propulsion system and to reduce the resulting fuel consumption.

Технический результат заключается в уменьшении потребной мощности силовой установки, необходимой для преодоления сопротивления летательного аппарата.The technical result is to reduce the required power of the power plant, necessary to overcome the resistance of the aircraft.

Технический результат достигается тем, что силовая установка ЛА, расположенная в хвостовой части фюзеляжа, содержит мотогондолы с маршевыми ТРДД. Дополнительно в хвостовой части фюзеляжа установлен выносной винтовентилятор, соединенный с маршевыми ТРДД с помощью механической или газодинамической трансмиссии, причем диаметр выносного винтовентилятора не превышает размера пограничного слоя в месте его установки.The technical result is achieved by the fact that the power plant of the aircraft, located in the rear of the fuselage, contains nacelles with mid-flight turbofan engines. Additionally, in the rear part of the fuselage there is an external fan heater connected to the mid-flight turbofan engines using a mechanical or gas-dynamic transmission, the diameter of the external fan heater not exceeding the size of the boundary layer at the installation site.

Кроме того, выносной винтовентилятор может быть установлен в дополнительной обечайке, образующей кольцевой воздухозаборник. А маршевые ТРДД крепятся на пилонах либо находятся в мотогондолах, полуутопленных в фюзеляже, так чтобы в них поступал поток с минимальными потерями полного давления. Дополнительная обечайка также может охватывать хвостовую часть фюзеляжа и иметь сложную геометрическую форму, зависящую от обводов внутренней поверхности полуутопленных мотогондол, обводов хвостовой части и закона распределения площадей поперечных сечений канала по его длине.In addition, a remote fan heater can be installed in an additional shell, forming an annular air intake. And marching turbofan engines are mounted on pylons or are located in engine nacelles, half-sunk in the fuselage, so that they receive flow with minimal loss of total pressure. An additional shell can also cover the rear of the fuselage and have a complex geometric shape, depending on the contours of the inner surface of the semi-recessed engine nacelles, the contours of the tail and the law of distribution of the cross-sectional areas of the channel along its length.

На фигуре 1, 2 показаны изометрические изображения варианта ЛА с открытым выносным винтовентилятором 1. Конструкция ЛА содержит маршевые ТРДД 2, установленные в мотогондолах 3 на пилонах 4.Figure 1, 2 shows isometric images of a variant of an aircraft with an open external propeller fan 1. The aircraft design contains mid-flight turbofan engines 2 installed in nacelles 3 on pylons 4.

Для самолетов с большой крейсерской скоростью полета более рациональным может оказаться размещение выносного винтовентилятора 1 в дополнительной обечайке 5 небольшой длины (фигура 3).For airplanes with a high cruising flight speed, it may be more rational to place a remote rotor fan 1 in an additional small shell 5 (figure 3).

На фигурах 4, 5, 6, 7 показаны изометрические и плоские изображения варианта ЛА и его элементов, при котором маршевые ТРДД 2 расположены в полуутопленных мотогондолах 3 по бокам хвостовой части фюзеляжа, а для подачи пограничного слоя фюзеляжа к выносному винтовентилятору применяется обечайка 5 сложной удлиненной геометрической формы, охватывающая хвостовую часть фюзеляжа.Figures 4, 5, 6, 7 show isometric and planar images of a variant of the aircraft and its elements, in which the marching turbofan engines 2 are located in semi-recessed engine nacelles 3 on the sides of the rear of the fuselage, and a complex elongated shell 5 is used to feed the boundary layer of the fuselage to the external rotor fan. geometric shape, covering the rear of the fuselage.

Геометрическая форма канала, образованного такой обечайкой, формируется с учетом:The geometric shape of the channel formed by such a shell is formed taking into account:

- обводов полуутопленных в хвостовую часть фюзеляжа мотогондол маршевых ТРДД;- contours of semi-sunken in the rear fuselage of the engine nacelles of marching turbofan engines;

- обводов суживающейся хвостовой части фюзеляжа;- contours of the tapering tail of the fuselage;

- предполагаемого закона распределения площадей поперечных сечений канала по его длине.- the alleged law of the distribution of the cross-sectional areas of the channel along its length.

Вышеуказанные обводы и закон распределения площадей формируются на начальной стадии проектирования ЛА и уточняются в процессе формирования облика СУ с учетом результатов аэродинамических испытаний.The above contours and the law of distribution of areas are formed at the initial stage of aircraft design and are refined in the process of forming the appearance of the SU taking into account the results of aerodynamic tests.

На фигуре 7 показано, что вращение выносного винтовентилятора 1 производится от маршевых ТРДД 2 с помощью трансмиссии 6, которая присутствует во всех описанных схемах ЛА.The figure 7 shows that the rotation of the external propeller fan 1 is made from marching turbofan engines 2 with the help of transmission 6, which is present in all the described aircraft circuits.

Предлагаемая силовая установка летательного аппарата с отбором пограничного слоя фюзеляжа работает следующим образом.The proposed power plant of the aircraft with the selection of the boundary layer of the fuselage works as follows.

Часть тяги силовой установки создается выносным винтовентилятором, на который поступает набегающий поток, заторможенный в пограничном слое фюзеляжа. Разгон заторможенного в пограничном слое потока до скорости полета самолета происходит в результате вращения выносного винтовентилятора, на вал которого посредством газодинамической или механической трансмиссии подается крутящий момент от маршевых ТРДД. Если мощность, передаваемая к выносному винтовентилятору, будет достаточна для разгона, то будет компенсировано сопротивление фюзеляжа с минимальными затратами мощности. Тяга, создаваемая маршевыми двигателями, будет преодолевать только оставшееся сопротивление самолета, т.е. сопротивление самолета без сопротивления фюзеляжа. При этом диаметр выносного винтовентилятора следует выбирать так, чтобы концевые сечения его лопаток не выходили за пределы пограничного слоя. Толщина пограничного слоя фюзеляжа в зоне расположения выносного винтовентилятора определяется на начальной стадии проектирования ЛА расчетным методом и уточняется в дальнейшем в процессе аэродинамических испытаний. Вращение выносного винтовентилятора начинается с запуском маршевых ТРДД и продолжается в течение всего времени полета.Part of the thrust of the power plant is created by an external fan heater, which receives the incoming flow, which is inhibited in the boundary layer of the fuselage. The acceleration of the flow inhibited in the boundary layer to the flight speed of the aircraft occurs as a result of the rotation of the external fan, on the shaft of which, through a gas-dynamic or mechanical transmission, torque is supplied from the marching turbofan engines. If the power transmitted to the external fan heater is sufficient for acceleration, the fuselage resistance will be compensated with minimal power consumption. The thrust created by the marching engines will overcome only the remaining resistance of the aircraft, i.e. airplane drag without fuselage drag. At the same time, the diameter of the external rotor fan should be chosen so that the end sections of its blades do not extend beyond the boundary layer. The thickness of the boundary layer of the fuselage in the zone of location of the external propeller fan is determined at the initial stage of aircraft design by the calculation method and is specified later in the process of aerodynamic tests. The rotation of the external rotor fan begins with the launch of the marching turbofan engine and continues throughout the flight.

Для оценки эффекта от погружения двигателя в пограничный слой фюзеляжа в ЦАГИ был проведен ряд экспериментальных исследований.To evaluate the effect of engine immersion in the boundary layer of the fuselage at TsAGI, a number of experimental studies were carried out.

Для подтверждения того, что эффективность силовой установки может быть повышена, если движитель вместо невозмущенного потока располагать в заторможенном потоке, например в следе фюзеляжа, было проведено исследование влияния вязкого торможения потока перед движителем на его аэродинамическую эффективность. Испытания проводились в ЦАГИ в дозвуковой аэродинамической трубе (АДТ). Движитель (воздушный винт) устанавливался за сетками различной густоты, более густые сетки создавали за собой поток с большей степенью торможения. Сравнения результатов испытаний винта показали, что, чем большая степень торможения реализуется в потоке за сеткой в зоне расположения винта, с тем меньшими затратами мощности достигается тяга винта Т_в. На фигуре 8 дано сравнение значений КПД изолированного винта (винт без сетки) и винта, установленного за сеткой наибольшей густоты, создающей 40%-ное торможение потока в зоне размещения винта. Максимальные значения КПД изолированного винта при углах установки лопасти в диапазоне 30°-40° составляют

~0,8, в то время как для случая винта, расположенного за сеткой, соотношение (T_вV_∞)/N_в, где V_∞ - скорость полета, N_в - мощность винта, достигает значения ~1,3. Это является следствием того, что винт, расходуя мощность N_в, разгоняет поток, возвращая ему механическую энергию, потерянную при обтекании установленного впереди тела, которая в принципе не может превышать мощность T_вV_∞. Поэтому данное соотношение корректнее в данном случае называть коэффициентом восстановления потерянного импульса.To confirm that the efficiency of the power plant can be improved if instead of the unperturbed stream the propulsion device is located in a blocked flow, for example, in the fuselage trail, the effect of viscous drag of the flow in front of the propulsion system on its aerodynamic efficiency was studied. The tests were conducted at TsAGI in a subsonic wind tunnel (ADT). The propeller (propeller) was installed behind grids of various densities, thicker grids created a flow behind them with a greater degree of braking. Comparison of the screw test results showed that the greater the degree of braking realized in the flow behind the grid in the screw location zone, the lower the thrust of the screw T _c achieved with the lower power consumption. Figure 8 compares the values of the efficiency of an isolated screw (a screw without a grid) and a screw installed behind a grid of the highest density, which creates 40% inhibition of flow in the screw placement zone. The maximum values of the efficiency of an insulated screw at blade angles in the range of 30 ° -40 ° are

~ 0.8, while for the case of a screw located behind the grid, the ratio (T _in V _∞ ) / N _in , where V _∞ is the flight speed, N _in is the power of the screw, reaches ~ 1.3. This is a consequence of the fact that the screw, spending power N _in , accelerates the flow, returning to it the mechanical energy lost during the flow around the body installed in front, which, in principle, cannot exceed the power T _in V _∞ . Therefore, this ratio is more correct in this case to be called the recovery coefficient of the lost pulse.

Также в ЦАГИ в дозвуковой АДТ были проведены экспериментальные исследования аэродинамической интерференции модели фюзеляжа с установленным в хвостовой части движителем. Габариты фюзеляжа и толкающего винта в экспериментальной модели были выбраны так, чтобы большая часть винта, установленного в хвостовой части фюзеляжа, находилась в пограничном слое набегающего потока. Результаты эксперимента показали, что при расположении винта в системе с фюзеляжем при толкающей схеме для компенсации сопротивления фюзеляжа требуется на ~20% меньшая мощность по сравнению с изолированным винтом (фигура 9). Полученный в эксперименте эффект является следствием положительной аэродинамической интерференции и показывает энергетические выгоды расположения движителя в аэродинамическом следе за телом.Also, in TsAGI, in subsonic ADT, experimental studies of the aerodynamic interference of the fuselage model with a propulsion installed in the rear part were carried out. The dimensions of the fuselage and the pushing screw in the experimental model were chosen so that most of the screw installed in the rear of the fuselage was in the boundary layer of the oncoming flow. The results of the experiment showed that when the screw is located in a system with a fuselage with a pushing circuit, ~ 20% less power is required to compensate for the resistance of the fuselage in comparison with an isolated screw (figure 9). The effect obtained in the experiment is a consequence of positive aerodynamic interference and shows the energy benefits of locating the propulsion device in the aerodynamic wake behind the body.

Для варианта выносного винтовентилятора, показанного на фигурах 4 и 5, в ЦАГИ была изготовлена модель для гидротрубы. Визуализация течения показала, что при работающем винте практически весь пограничный слой попадал в кольцевой воздухозаборник (обечайку выносного винтовентилятора), что свидетельствует о возможности реализации в данной схеме силовой установки отбора пограничного слоя фюзеляжа с помощью выносного винтовентилятора.For a variant of an external fan heater, shown in figures 4 and 5, a model for a hydrotube was made at TsAGI. Visualization of the flow showed that with the rotor running, almost the entire boundary layer fell into the annular air intake (outer fan shell), which indicates the possibility of implementing a power plant for selecting the fuselage boundary layer using the external fan in this circuit.

Claims

1. The power plant of the aircraft with mid-flight turbofan engines located in the rear of the fuselage, characterized in that an additional external fan-fan is installed in the rear of the fuselage, connected to the main turbofan engines with a mechanical or gas-dynamic transmission, and the diameter of the external rotor fan does not exceed the thickness of the boundary layer in its place installation.

2. The device according to claim 1, characterized in that the external fan heater is installed in an additional shell forming an annular air intake.

3. The device according to claim 1 or 2, characterized in that the nacelles with mid-flight turbofan engines are mounted on pylons.

4. The device according to claim 2, characterized in that the marching turbofan engines are located in engine nacelles, half-sunk into the fuselage, and an additional shell covers the rear part of the fuselage and forms an annular air intake of complex geometric shape, depending on the contours of the inner surface of the semi-recessed nacelles, tail contours and the law the distribution of the cross-sectional areas of the channel along its length.