RU2672349C1

RU2672349C1 - Fairing-supercharger at inlet to air intake of compressor of turboprop-fan engine

Info

Publication number: RU2672349C1
Application number: RU2017144596A
Authority: RU
Inventors: Павел Михайлович Шуваев
Original assignee: Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority date: 2017-12-19
Filing date: 2017-12-19
Publication date: 2018-11-13

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to aircraft turbojet engines. Fairing-supercharger at the inlet to the air intake of a compressor of a turboprop-fan engine includes housing (1) and axle-shafts (3) moving relative to its own axis wide blades (5) of screws. Fairing contains protrusions on the outer surface, placed under each blade (5), mounted at an angle to the axis of the fairing and made in the form of profiled blades (2). Length of blades (2) is made not lower than the height of the annular channel. If the number of blades (2) of the fairing is equal to the number of blades (5) of the screw of blade (2), the fairing along the entire length is made with holes for the passage of shaft axes (3). If blades (2) for the fairing are made with a limited number of blades (5), the blades with holes and without holes are alternating, and the blades without holes are located between the blades with one, two or N blades without holes, where N – an integer arbitrary number.EFFECT: invention increases the efficiency of the engine in all modes of operation.3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к аэродинамическим обтекаемым устройствам, обтекателю-нагнетателю, расположенным на входе в кольцевой воздухозаборник компрессора турбовинтовентиляторного двигателя (ТВВД) летательного аппарата и может быть использовано при конструировании обтекателей двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДД).The invention relates to the field of aeronautical engineering, in particular, to aerodynamic streamlined devices, a fairing-supercharger located at the entrance to the ring air intake of a compressor of a turbofan engine (TWF) of an aircraft and can be used in the design of fairings of double-circuit turbojet engines (turbofan engines).

Уровень техники.The level of technology.

Известны лопатки вентилятора с изменяемым углом установки, каждая из которых содержат опорный диск (концевую шайбу) размером, соизмеримым с длиной профиля основания лопасти, своего рода уплотнитель в месте сопряжения оси - вала лопасти с обтекателем, сам обтекатель с механизмом поворота лопастей внутри (Пат. RU 2523928 С2, опубл. 27.07.2014).Known fan blades with a variable installation angle, each of which contains a support disk (end washer) with a size commensurate with the profile length of the blade base, a kind of seal at the interface between the axis of the blade shaft and the fairing, the fairing itself with the mechanism for turning the blades inside (Pat. RU 2523928 C2, publ. 07.27.2014).

Известны обтекатели винта примыкающие к основанию каждой лопасти (Пат. RU 2523928 С2,.) и (Пат. ЕР 0166573, опуб. 02.01.1986 г.) Недостатком указанных устройств является нарушение плавности контура линий тока потока набегающего воздуха по поверхности корпуса обтекателя с образованием уступов и впадин в области сопряжения основания лопасти с концевой шайбой и конусной или цилиндрической поверхностью обтекателя. Это приводит к турбулизации воздуха при относительном движении потока вдоль обтекателя и потерям энергии на входе в воздухозаборник компрессора газогенератора двигателя. Кроме того, поскольку воздухозаборник компрессора газогенератора располагается в следе по направлению потока воздуха от части лопасти и основания с концевой шайбой винта при реверсе лопастей, для осуществления торможения самолета на режиме посадки, на входе в воздухозаборник компрессора газогенератора образуется обратный по направлению турбулизированный поток воздуха, что приводит к снижению эффективности работы и потери газодинамической устойчивости компрессора ТРДД.Known screw cowls adjacent to the base of each blade (Pat. RU 2523928 C2 ,.) and (Pat. EP 0166573, published 02.01.1986). The disadvantage of these devices is the violation of the smoothness of the contour of the flow lines of the flow of incoming air over the surface of the fairing body with the formation ledges and depressions in the area of the base of the blade with the end plate and the conical or cylindrical surface of the fairing. This leads to turbulization of the air with the relative movement of the flow along the fairing and energy loss at the inlet to the air intake of the compressor of the engine gas generator. In addition, since the air intake of the gas generator compressor is located in the wake in the direction of air flow from the part of the blade and the base with the end washer of the propeller when the blades are reversed, in order to decelerate the aircraft in landing mode, a turbulent air flow is generated in the direction of the air inlet of the compressor of the gas generator, which leads to a decrease in operating efficiency and loss of gas-dynamic stability of the turbofan compressor.

Известен обтекатель турбовинтовентиляторного двигателя Д-27, содержащий корпус обтекателя в виде конуса переходящего в цилиндр с отверстиями, через которые проходят оси-валы подвижных широких лопастей винтов. Корпус обтекателя совершает вращательное движение вместе с лопастями относительно оси двигателя. Внутри корпуса обтекателя располагается механизм поворота подвижных лопастей винтов относительно их собственной оси, (приложение: рисунок прототипа из монографии «Газотурбинные двигатели» авт. А.А. Иноземцев, В.П. Сандрацкий. ОАО «Авиадвигатель» г. Пермь. 2006 г. Стр. 31, Рис 1.2. 1.3_26).Known fairing turbofan engine D-27, comprising a fairing body in the form of a cone passing into the cylinder with holes through which the axis-shafts of the moving wide propeller blades pass. The fairing body rotates along with the blades relative to the axis of the engine. Inside the fairing housing there is a mechanism for turning the moving rotor blades relative to their own axis, (Appendix: prototype drawing from the monograph “Gas Turbine Engines” by A. A. Inozemtsev, V. P. Sandratsky. OJSC “Aviadvigatel” Perm, 2006. Page 31, Fig 1.2. 1.3_26).

Недостатком является наличие значительного зазора между основанием широких лопастей и корпусом обтекателя возникающем при установке лопастей в диапазоне углов поворота 30…90°, приводящее к перетеканию воздуха через этот зазор и образованию вихревого следа от концевого эффекта потока, попадающего в канал воздухозаборника ТВВД. В месте зазора возникает турбулизация потока воздуха и потери энергии при вращательном движении основания лопастей на входе в воздухозаборник газогенераторами тем самым не обеспечивается повышение полного давления (наддув) на входе в газогенератор двигателя, что снижает эффективность работы ТВВД, Кроме того, поскольку воздухозаборник компрессора газогенератора располагается в следе по направлению потока воздуха, от основания части лопасти винта при их реверсе, во время осуществления торможения самолета на режиме посадки, на входе в воздухозаборник газогенератора образуется обратный направлению движения турбулизированный поток воздуха, что приводит к снижению эффективности работы и потере газодинамической устойчивости компрессора газогенератора ТВВД.The disadvantage is the presence of a significant gap between the base of the wide blades and the fairing body that occurs when the blades are installed in the range of rotation angles of 30 ... 90 °, which leads to the flow of air through this gap and the formation of a vortex trace from the end effect of the stream entering the TVVD air intake channel. Turbulence of the air flow and energy loss occurs during the rotational movement of the base of the blades at the inlet to the air intake by the gas generators at the place of the gap, thereby increasing the total pressure (pressurization) at the inlet to the gas generator of the engine is not ensured, which reduces the efficiency of the high pressure fuel pump, In addition, since the air intake of the gas generator compressor is located in the wake in the direction of the air flow, from the base of the part of the propeller blade during their reverse, during the braking of the aircraft in landing mode, at the entrance to A gas turbulent air flow is formed in the air inlet of the gas generator, which leads to a decrease in the operating efficiency and loss of gas-dynamic stability of the compressor of the gas-turbine engine gas generator.

Известны обтекатель воздушного винта на входе в воздухозаборник турбовинтового двигателя и обтекатель втулки ротора винтовентилятора ТРДД, содержащие корпус обтекателя в виде конуса переходящего в цилиндр с отверстиями, через которые проходят оси-валы подвижных широких лопастей винтов, который содержит дополнительные части лопастей являющиеся продолжением лопасти винта и установленные в зазоре между основанием винтов и поверхностью обтекателя, жестко соединенные с ним и расположенные под углом к оси двигателя в условиях крейсерского полета.Known fairing of the propeller at the inlet to the air intake of the turboprop engine and the fairing of the hub of the rotor of the turbofan turbofan, containing the body of the cowl in the form of a cone passing into the cylinder with holes through which axis-shafts of the moving wide rotor blades pass, which contains additional parts of the blades that are an extension of the rotor blades and installed in the gap between the base of the screws and the surface of the fairing, rigidly connected to it and located at an angle to the axis of the engine under cruising conditions th flight.

Корпус обтекателя совершает вращательное движение вместе с лопастями относительно оси двигателя. Внутри корпуса обтекателя располагается механизм поворота подвижных лопастей винтов относительно их собственной оси (А.С. № 1667336, опуб. 1991 г) и (Пат. RU 2261356 C1, опуб. 2004 г.).The fairing body rotates along with the blades relative to the axis of the engine. Inside the fairing housing there is a mechanism for turning the movable propeller blades relative to their own axis (AS No. 1667336, publ. 1991) and (Pat. RU 2261356 C1, publ. 2004).

Недостатком является отсутствие специального профилирования этих частей лопастей для цели эффективного наддува и повышения полного давления на входе в воздухозаборник компрессора турбовинтового двигателя. Поскольку цель профилирования винта - это создание силы, приложенной к лопасти и направленной по направлению полета, называемой винтовой тягой, с этой целью и выбирается количество лопастей, которое может быть ограниченно. В области сопряжения основания лопастей с обтекателем, где относительно малые скорости потока из-за наличия пограничного слоя на обтекателе, вклад дополнительных частей лопастей в силу винтовой тяги незначителен, а для цели наддува они непригодны из-за отсутствия специального профилирования. Дополнительные части лопастей обеспечивают лишь уменьшение концевого эффекта у основания винтов в условиях совпадения их углов установки на крейсерском режиме полета путем уменьшения зазора между основанием лопасти и обтекателем. При различии в углах установки основания подвижных лопастей винта и дополнительных частей лопастей, а также, поскольку высота последних меньше высоты канала воздухозаборника на всех режимах полета, включая режим реверса, а указанный зазор полностью не устранен, возникает вихревой след, а на режиме реверса и частично обратный поток, попадающий в канал воздухозаборника на вход компрессора двигателя, вызывая неустойчивость его работы.The disadvantage is the lack of special profiling of these parts of the blades for the purpose of efficient boost and increase the total pressure at the inlet to the air intake of the turboprop compressor. Since the purpose of profiling a screw is to create a force applied to the blade and directed in the direction of flight, called a screw draft, for this purpose the number of blades is selected, which can be limited. In the area where the base of the blades is connected with the fairing, where the relatively low flow velocities due to the presence of the boundary layer on the fairing, the contribution of the additional parts of the blades to the screw traction is insignificant, and they are unsuitable for the purpose of pressurization due to the absence of special profiling. Additional parts of the blades provide only a decrease in the end effect at the base of the propellers in the conditions of coincidence of their installation angles at the cruising flight mode by reducing the gap between the base of the blade and the fairing. If there is a difference in the installation angles of the base of the moving rotor blades and the additional parts of the blades, and also, since the height of the latter is less than the height of the air intake channel in all flight modes, including the reverse mode, and this gap is not completely eliminated, a vortex wake appears, and in the reverse mode partially the return flow entering the air intake channel at the inlet of the engine compressor, causing instability of its operation.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в повышении эффективности работы двигателя на всех режимах, включая реверс, и обеспечении газодинамической устойчивости компрессора газогенератора ТВВД.The technical result to which the invention is directed is to increase the efficiency of the engine in all modes, including reverse, and to ensure the gas-dynamic stability of the compressor of the TVVD gas generator.

Существенные признаки.Essential features.

Для достижения названного технического результата в обтекателе - нагнетателе на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД, содержащем корпус в виде конуса, переходящего в цилиндр с отверстиями и выступами над ними, неподвижными относительно корпуса обтекателя, через которые проходят оси - валы подвижных относительно собственной оси широких лопастей винтов, и вращающимся вместе с ними на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД относительно оси двигателя, на внешней поверхности цилиндра обтекатель содержит выступы под каждой лопастью обтекателя, установленные под углом к оси обтекателя для работы на режиме прямой тяги, дополнительно выступы на обтекателе выполнены в виде профилированных лопаток с возможностью эффективного наддува - повышения полного давления воздуха на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД. Длина лопаток выполнена высотой не менее высоты кольцевого канала воздухозаборника компрессора. В случае равенства количества лопаток обтекателя количеству лопастей винта, лопатки обтекателя по всей длине выполнены с отверстиями для прохода осей-валов, а если лопатки для обтекателя выполнены с ограниченным числом лопастей, то лопатки с отверстиями и без отверстий установлены чередующимися, при этом лопатки без отверстий расположены между лопатками с отверстиями по одной, две или N лопаток без отверстий, где N - целое произвольное число. Если количество лопастей винтов ограничено и суммарное количество лопаток без отверстий на обтекателе превышает число лопастей винта, то обеспечивается возможность получения максимального значения степени повышения полного давления на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД в условиях крейсерского полета летательного аппарата и безотрывное обтекание профиля лопаток потоком воздуха для устойчивой работы компрессора на всех режимах, в том числе в условиях посадки при реверсировании винтов. Кроме того, для обеспечения согласования расходов воздуха через обтекатель-нагнетатель и компрессор газогенератора ТВВД на всех режимах его работы, выполнена щель между плоскостью входа канала воздухозаборника компрессора двигателя и плоскостью вращения задней кромки профилированных неподвижных лопаток обтекателя-нагнетателя, выполненная с возможностью обеспечивать на входе в воздухозаборник компрессора турбовинтовентиляторного двигателя (ТВВД) перетекание воздуха наружу или во внутрь канала воздухозаборника. Более того, профилирование каждого сечения пера неподвижной лопатки, угол установки и степень закрутки пера выполняют в зависимости от эпюры осевых скоростей набегающего потока вдоль их высоты, отсчитываемой от поверхности корпуса обтекателя так, чтобы обеспечить эффективный угол натекания потока в каждом сечении лопатки обтекателя при относительном их движении по окружности вращения в условиях крейсерского полета. Между каждым подвижным основанием лопасти винта и неподвижной лопаткой устанавливают концевую шайбу для снижения перетекания воздуха и концевых эффектов. Оси-валы заканчиваются концевой шайбой винта, выполненной с закрепленной на ней лопастью винта, а внутри корпуса обтекателя, оси-валы заканчиваются узлом крепления и механизмом поворота лопастей винта. Профилирование каждого сечения пера неподвижных лопастей обтекателя выполняется специально с целью получения максимального значения степени повышения полного давления на входе в воздухозаборник компрессора двигателя в условиях крейсерского полета и безотрывного обтекания профиля потоком воздуха в других условиях, например взлета и посадки.To achieve the named technical result in the fairing - supercharger at the inlet to the air intake of the high-pressure fuel compressor of the compressor, containing a cone in the form of a cone that goes into the cylinder with holes and protrusions above them that are stationary relative to the fairing body, through which the axes pass - the shafts of the wide blades moving relative to their own axis , and rotating together with them at the inlet to the air intake of the high pressure fuel pump compressor relative to the axis of the engine, on the outer surface of the cylinder, the fairing contains protrusions under each blade about flush mounted at an angle to the axis of the fairing for operation in direct traction mode, additionally, the protrusions on the fairing are made in the form of profiled blades with the ability to efficiently pressurize - increase the total air pressure at the inlet to the air intake of the TVVD compressor. The length of the blades is made not less than the height of the annular channel of the compressor inlet. If the number of fairing blades is equal to the number of screw blades, the fairing blades along the entire length are made with holes for the passage of the shaft axes, and if the fairing blades are made with a limited number of blades, then the blades with holes and without holes are installed alternating, while the blades without holes located between the blades with holes one, two or N blades without holes, where N is an integer arbitrary number. If the number of propeller blades is limited and the total number of blades without holes on the cowl exceeds the number of propeller blades, it is possible to obtain the maximum value of the degree of increase in the total pressure at the inlet to the air intake of the HPHV compressor during cruising flight of the aircraft and continuous flow around the profile of the blades with air flow for stable operation compressor in all modes, including in landing conditions when reversing the screws. In addition, to ensure coordination of air flow through the cowl-supercharger and the compressor of the high-pressure fuel pump gas generator at all modes of its operation, a gap has been made between the plane of the inlet channel of the air intake of the engine compressor and the plane of rotation of the trailing edge of the profiled stationary blades of the cowl-supercharger, made with the possibility of providing air intake of a turbofan engine compressor (HPHF); air flows outward or into the air intake duct. Moreover, the profiling of each cross section of the pen of a fixed blade, the installation angle and the degree of twist of the pen are performed depending on the plot of the axial velocity of the incoming flow along their height, counted from the surface of the fairing body so as to provide an effective angle of leakage of flow in each section of the fairing blade with their relative movement around the circle of rotation in cruising conditions. An end washer is installed between each moving base of the rotor blade and the stationary blade to reduce air flow and end effects. Axis-shafts end with an end washer of the screw, made with a propeller blade attached to it, and inside the fairing body, the axle-shafts end with a fastener and a mechanism for turning the propeller blades. Profiling of each cross section of the pen of the fixed fairing blades is performed specifically to obtain the maximum value of the degree of increase in the total pressure at the inlet to the air intake of the engine compressor in cruising conditions and the continuous flow of air around the profile under other conditions, for example, take-off and landing.

Такое выполнение заявленного обтекателя на входе в воздухозаборник компрессора позволит обеспечить эффективность работы газогенератора ТВВД за счет дополнительного, независимо от компрессора, наддува воздуха в условиях крейсерского полета и устойчивую работу компрессора на всех режимах его работы, в том числе в условиях посадки при реверсировании винтов, обеспечивая газодинамическую устойчивость компрессора газогенератора ТВВД.This embodiment of the inventive fairing at the inlet to the compressor’s air intake will allow the TVVD gas generator to work efficiently due to additional, independently of the compressor, air pressurization during cruising and stable operation of the compressor in all modes of operation, including landing conditions when reversing the screws, ensuring gas-dynamic stability of a compressor of a gas generator of a high-pressure fuel pump.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения.Information confirming the possibility of carrying out the invention.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами, на которых изображены:The invention is illustrated by drawings, which depict:

на фиг. 1 - фрагмент обтекателя-нагнетателя на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД в условиях крейсерского полета, где стрелками показано направление потока;in FIG. 1 - a fragment of the fairing-supercharger at the inlet to the air intake of the compressor of the high-pressure fuel pump for cruising, where the arrows show the direction of flow;

на фиг. 2 - пример треугольника скоростей и схема течения воздуха на обтекателе при вращении его с угловой скоростью W с реверсированием винтов ТВВД в условиях посадки на скорости V;in FIG. 2 - an example of a velocity triangle and a diagram of the flow of air on a fairing when rotating it with an angular velocity W with reversal of the propeller propellers under landing conditions at a speed V;

на фиг. 3 - вид обтекателя-нагнетателя на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД по направлению набегающего потока при равном количестве числа лопаток обтекателя и лопастей винта;in FIG. 3 is a view of the fairing-supercharger at the inlet to the air intake of the compressor of the high pressure fuel pump in the direction of the incoming flow with an equal number of fairing blades and rotor blades;

на фиг. 4 - пример вида обтекателя-нагнетателя на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД по направлению набегающего потока при количестве лопаток обтекателя и лопастей винта «два к одному» и чередовании при их расположении в соотношении 1:1.in FIG. 4 is an example of the type of fairing-supercharger at the inlet to the air intake of the HPHV compressor in the direction of the incoming flow with the number of fairing blades and two-to-one rotor blades and alternating at their location in the ratio 1: 1.

Обтекатель-нагнетатель на входе в воздухозаборник компрессора ТВВД (фиг. 1…3) содержит: корпус, составленный из кольцевой конической части 1 и неподвижных профилированных лопаток 2, выполненных с отверстиями, внутри которых проходят оси - валы 3, каждый из которых, с одной стороны, заканчивается концевой шайбой 4 с закрепленной на ней лопастью винта 5, с другой, уже внутри корпуса, узлом крепления и механизмом поворота оси-вала лопастей винта 6,The cowling-supercharger at the inlet to the air intake of the compressor of the high pressure fuel pump (Fig. 1 ... 3) contains: a housing composed of an annular conical part 1 and fixed shaped blades 2 made with holes, inside of which there are axes - shafts 3, each of which, with one hand, ends with an end washer 4 with a screw blade 5 fixed to it, on the other hand, already inside the housing, with a fastening unit and an axis-shaft rotation mechanism of the screw blades 6,

Пример вида обтекателя-нагнетателя (вариант), (фиг. 4), на котором неподвижные профилированные лопатки 2 выполнены с отверстиями, внутри которых проходят оси - валы 3, каждый из которых с одной стороны заканчивающийся концевой шайбой 4, с закрепленной на ней лопастью винта 5 и чередуются с неподвижными профилированными лопатками 9, выполненными без отверстий.An example of a type of fairing-blower (option), (Fig. 4), on which fixed shaped blades 2 are made with holes, inside of which axes pass - shafts 3, each of which ends on one side with an end washer 4, with a screw blade fixed to it 5 and alternate with stationary profiled blades 9 made without holes.

Непосредственно за обтекателем располагается кольцевой канал воздухозаборника 7 компрессора газогенератора 8 с образованием щели между плоскостью входа 10 канала воздухозаборника и плоскостью вращения задней кромки 11 профилированных неподвижных лопаток обтекателя-нагнетателя, через которую осуществляется перетекание воздуха наружу или во внутрь канала воздухозаборника.Directly behind the fairing is the annular channel of the air intake 7 of the compressor of the gas generator 8 with the formation of a gap between the plane of the inlet 10 of the air intake channel and the plane of rotation of the trailing edge 11 of the profiled stationary blades of the fairing-supercharger, through which air flows outward or into the air intake channel.

Обтекатель-нагнетатель работает следующим образом.Fairing-supercharger operates as follows.

При работе ТВВД в условиях полета (фиг. 1) набегающий поток воздуха движется вдоль поверхности корпуса обтекателя. В результате из-за трения часть его энергии напора теряется, образуется пограничный слой с минимальной энергией напора потока вблизи кольцевой конической части корпуса обтекателя 1. Далее по направлению потока между основанием лопастей винта и обтекателем, из-за обеспечения возможности поворота лопастей винта, всегда образуется зазор, в котором этот поток не получает дополнительную энергию напора. Таким образом, в районе сопряжения винта с обтекателем из-за концевых эффектов винт не производит полезной работы, а только турбулизирует набегающий поток воздуха. Попав в воздухозаборник компрессора газогенератора, такой низкоэнергетичный поток воздуха, участвуя в термодинамическом цикле работы ТВВД, уменьшил бы степень повышения давления цикла, и как следствие произошло бы снижение тяги и мощности двигателя. Этого не происходит в предлагаемом устройстве, поскольку часть корпуса обтекателя содержит неподвижные относительно оси лопасти винта, специально профилированные для цели нагнетания лопатки 2 и 9 высотой, равной высоте кольцевого канала воздухозаборника 7 компрессора газогенератора 8, которые вращаются вместе с винтом 5 и увеличивают полное давление потока воздуха по тракту двигателя. Поскольку при работе обтекатель-нагнетатель участвует в термодинамическом цикле ТВВД, увеличивается степень повышения давления цикла, как следствие происходит увеличение тяги и мощности двигателя. Эффективность работы обтекателя-нагнетателя достигается путем независимого от подвижных лопастей винта относительно собственной оси 3 специального профилирования неподвижных относительно той же оси 3 лопаток обтекателя-нагнетателя 2 и 9 для цели повышения полного давления. Наличие концевой шайбы 4 между основанием лопасти винта и лопатками обтекателя-нагнетателя обеспечивает снижение влияния концевых эффектов на характеристики потока попадающего на вход воздухозаборника компрессора.During operation of the high pressure fuel pump in flight conditions (Fig. 1), an incoming air flow moves along the surface of the fairing body. As a result, due to friction, part of its pressure energy is lost, a boundary layer is formed with a minimum flow pressure energy near the annular conical part of the fairing body 1. Further, in the direction of flow between the base of the rotor blades and the fairing, due to the possibility of rotation of the rotor blades, always forms a gap in which this flow does not receive additional pressure energy. Thus, due to the end effects, the screw does not perform useful work in the interface between the screw and the fairing, but only turbulizes the incoming air flow. Once in the air intake of the gas generator compressor, such a low-energy air flow, participating in the thermodynamic cycle of the high-pressure fuel pump, would reduce the degree of increase in cycle pressure, and as a result, the thrust and engine power would decrease. This does not happen in the proposed device, since the part of the fairing body contains rotor blades fixed relative to the axis, specially profiled for the purpose of forcing the blades 2 and 9 with a height equal to the height of the annular channel of the air intake 7 of the compressor of the gas generator 8, which rotate together with the screw 5 and increase the total flow pressure air along the engine path. Since during operation the radome-supercharger is involved in the thermodynamic cycle of the high-pressure fuel pump, the degree of increase in the pressure of the cycle increases, as a result of which the thrust and engine power increase. The efficiency of the fairing-supercharger is achieved by independent of the movable propeller blades relative to its own axis 3, special profiling stationary relative to the same axis 3 of the blades of the fairing-supercharger 2 and 9 for the purpose of increasing the total pressure. The presence of the end washer 4 between the base of the rotor blades and the blades of the fairing-blower provides a reduction in the influence of the end effects on the flow characteristics of the compressor air intake entering the inlet.

Специальное профилирование неподвижных лопаток обтекателя-нагнетателя известно и заключается в связи толщины профиля лопаток, радиуса закругления передней и задней кромки профиля, длины хорды профиля, крутки профиля по высоте, количества лопаток с обеспечением получения максимального значения степени повышения полного давления на входе в воздухозаборник компрессора двигателя в условиях крейсерского полета и безотрывного обтекания профиля потоком воздуха в других условиях.Special profiling of stationary blades of the radome-supercharger is known and consists in the relation of the thickness of the profile of the blades, the radius of curvature of the front and rear edges of the profile, the length of the chord of the profile, the twist of the profile in height, the number of blades to ensure the maximum value of the degree of increase in the total pressure at the inlet to the air intake of the engine compressor in cruising conditions and continuous flow around the profile with an air stream in other conditions.

При работе ТВВД в условиях посадки при движении самолета со скоростью V и вращении винтов с угловой скоростью W, а также углом установки винтов соответствующих режиму торможения летательного аппарата с их реверсом реализуется типичная картина течения потока в области основания винтов согласно треугольнику скоростей, как показано на фиг. 3. При этом поток воздуха за винтом 4 турбулизуется и движется в обратном направлении. Такой поток воздуха, попав в воздухозаборник компрессора газогенератора 8 привел бы к потере газодинамической устойчивости двигателя и как следствие снижению безопасности в условиях посадки. Этого не произойдет, поскольку обтекатель-нагнетатель содержит неподвижные относительно оси лопасти винта, лопатки 2 высотой равной высоте кольцевого канала воздухозаборника 7 газогенератора 8 которые не участвуют в реверсировании и не изменяют направление потока поступающего на вход воздухозаборника компрессора газогенератора 8. Тем самым обеспечивается устойчивая работа ТВВД в условиях посадки.When a high-pressure fuel pump operates under landing conditions when the aircraft is moving at speed V and the screws rotate at an angular speed W, as well as the angle of installation of the propellers corresponding to the aircraft braking mode with their reverse, a typical picture of the flow in the region of the propeller base is realized according to the velocity triangle, as shown in FIG. . 3. In this case, the air flow behind the screw 4 is turbulent and moves in the opposite direction. Such a flow of air, falling into the air intake of the compressor of the gas generator 8 would lead to a loss of gas-dynamic stability of the engine and, as a consequence, a decrease in safety during landing. This will not happen, since the radome-supercharger contains fixed rotor blades relative to the axis of the rotor blades 2, which are equal in height to the height of the annular channel of the air intake 7 of the gas generator 8, which do not participate in the reversal and do not change the flow direction of the gas generator compressor 8 entering the air intake. This ensures stable operation of the high pressure fuel pump in landing conditions.

Вариант исполнения специального профилирования неподвижных лопаток обтекателя-нагнетателя представлен на фиг. 4. От количества лопаток также зависит степень повышения полного давления на выходе обтекателя-нагнетателя и может отличаться от количества лопастей винта в большую сторону. Так чем больше количество лопаток, тем больше степень повышения полного давления. В предлагаемом обтекателе-нагнетателе предусмотрено чередование лопаток с отверстиями 2 и без них 9 числом 1, 2,.… N шт, с дополнительной целью сохранения балансировки корпуса обтекателя-нагнетателя при его вращательном движении.An embodiment of the special profiling of the stationary blades of the cowl-supercharger is shown in FIG. 4. The degree of increase in the total pressure at the exit of the fairing-blower also depends on the number of blades and may differ from the number of propeller blades in a larger direction. So the larger the number of blades, the greater the degree of increase in total pressure. The proposed fairing-supercharger provides for alternating blades with holes 2 and without 9 of them with the number 1, 2, ... N pcs, with the additional purpose of maintaining the balancing of the body of the fairing-supercharger during its rotational movement.

Поскольку скорости вращения винта и вместе с ним обтекателя-нагнетателя и компрессора независимы друг от друга, так как приводятся во вращение разными турбинами, согласование расходов воздуха через них осуществляется посредством перепуска воздуха через щель между воздухозаборником компрессора двигателя 10 и задней кромкой профилированных неподвижных лопаток обтекателя-нагнетателя 11.Since the rotational speeds of the screw and with it the fairing-supercharger and compressor are independent of each other, since they are driven by different turbines, the air flow through them is coordinated by passing air through the slot between the air intake of the compressor of the engine 10 and the trailing edge of the profiled stationary fairing-blades supercharger 11.

Claims

1. A fairing-supercharger at the inlet to the air intake of the turbofan engine compressor (TVVD), comprising a cone-shaped body turning into a cylinder with holes through which axis-shafts of wide propeller blades are movable relative to their own axis and rotate together with them at the air inlet inlet the compressor of the high-pressure fuel pump relative to the axis of the engine, the protrusions on the outer surface, placed under each blade, installed to operate in direct traction mode, characterized in that the protrusions on the outer surface the fairing is made in the form of profiled blades, the length of the fairing blades is made not less than the height of the annular channel of the compressor air intake, moreover, in the case of equal number of fairing blades to the number of rotor blade blades, the fairing blades along the entire length are made with openings for passage of axes-shafts, and if the blades for the fairing is made with a limited number of blades, the blades with holes and without holes are installed alternating, while the blades without holes are located between the blades with holes tures, one, two, or N blades without holes, where N - number of arbitrary integer.

2. Fairing-supercharger at the inlet to the air intake of the compressor of a turbofan engine (TVVD) according to claim 1, characterized in that for ensuring coordination of air flow through the fairing-supercharger and the compressor of the TVVD gas generator, a gap between the inlet plane of the compressor air intake channel is made in all modes of operation the engine and the plane of rotation of the trailing edge of the profiled stationary blades of the radome-supercharger to provide a turbo-fan engine compressor at the inlet to the air intake end (washer) of the air flowing outward or inward into the air intake duct, end washers are installed between the bases of the rotor blades and the rotor blades, the end washer of the screw is made with the rotor blade attached to it, and the axle-shafts inside the fairing body are made with a fastener and a rotation mechanism rotor blades.

3. The fairing-blower at the inlet to the air intake of the compressor of a turbofan engine (HPH) according to claim 1, characterized in that the profiling of each section of the pen of a fixed blade, the installation angle and the degree of twist of the pen are performed depending on the plot of the axial velocity of the incoming flow along their height, counted from the surface of the fairing body so as to provide an effective angle of leakage of the air flow in each section of the stationary fairing blade with their relative movement along the circumference of rotation in the whisker oviyah cruise.