RU2801984C1 - Система дефлекторов струй выброса воздуха теплообменника - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к системам воздухообмена на борту летательного аппарата. Система дефлекторов струй выброса воздуха теплообменника содержит расположенные на хвостовой балке летательного аппарата последовательно против направления полета дефлектор, отверстие канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки, отверстие канала выхлопа высокотемпературного теплообменника и отверстие канала выхлопа низкотемпературного теплообменника. В канале высокотемпературного теплообменника перед высокотемпературным теплообменником выполнено по меньшей мере одно ответвление дополнительного смежного канала с выводом струи воздуха на поверхность летательного аппарата сбоку по направлению полета смежно с отверстием канала высокотемпературного теплообменника. Изобретение направлено на исключение высокотемпературного воздействия на внешнюю поверхность летательного аппарата с пониженной радиолокационной заметностью при снижении массы конструкции и обеспечение эффективной работы теплообменника на всех режимах полета. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к системам воздухообмена на борту летательного аппарата, и может быть использовано при проектировании самолетов с пониженной радиолокационной заметностью для снижения массы конструкции.

На современные летательные аппараты (далее - ЛА) военного назначения накладываются жесткие требования к массовым характеристикам, а также ужесточаются требования по уровню радиолокационной (далее - РЛ) и инфракрасной (далее - ИК) заметности. Мероприятия по снижению РЛ заметности должны быть выполнены, в том числе, при организации горячих выхлопов из теплообменников и вспомогательной силовой установки (далее - ВСУ).

Из уровня техники известны различные варианты выведения воздушных выбросов. Для обеспечения теплового баланса ЛА применяются воздушные каналы с пластинчато-ребристыми теплообменниками (далее - ТО). При этом на выходные отверстия каналов устанавливаются решетки, снижающие РЛ заметность, но ухудшающие газодинамические характеристики системы продува ТО, выступая в роли дросселя.

Из уровня техники известно техническое решение по патенту CN 211223890 U, опубликованному 11.08.2020, согласно которому используют воздушный канал с теплообменным аппаратом и эжектором для выброса воздуха из системы кондиционирования, которое снижает РЛ заметность ЛА.

Существенным недостатком известной системы выброса воздуха является попадание струи горячего воздуха на внешнюю поверхность ЛА, главным образом, на сверхзвуковых и высотных режимах полета, что приводит к необходимости применения в конструкции планера жаростойких материалов, обладающих большим удельным весом и высокой стоимостью.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является исключение высокотемпературного воздействия на внешнюю поверхность ЛА, что способствует снижению веса ЛА, РЛ и ИК заметности ЛА при обеспечении эффективной работы ТО на всех режимах полета ЛА.

Система дефлекторов струй выброса воздуха теплообменника содержит расположенные на хвостовой балке ЛА последовательно против направления полета дефлектор, отверстие канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки, отверстие канала выхлопа высокотемпературного теплообменника и отверстие канала выхлопа низкотемпературного теплообменника. В канале высокотемпературного теплообменника перед самим высокотемпературным теплообменником выполнено ответвление дополнительного смежного канала с выводом струи воздуха на поверхность летательного аппарата сбоку по направлению полета смежно с отверстием канала высокотемпературного теплообменника.

В канале высокотемпературного теплообменника перед самим высокотемпературным теплообменником выполнены два ответвления дополнительных смежных каналов с выводом струй воздуха на поверхность летательного аппарата по бокам по направлению полета смежно с отверстием канала высокотемпературного теплообменника.

На поверхности летательного аппарата на отверстиях каналов теплообменников расположены решетки.

На поверхности летательного аппарата на отверстии канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки установлена решетка.

На поверхности летательного аппарата на отверстии канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки установлена откидная створка.

Дефлектор выполнен клиновидным.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется фигурами:

На фиг.1 схематично изображено расположение элементов заявленного изобретения.

На фиг.2 изображено расположение элементов заявленного изобретения на поверхности ЛА.

На фиг.3 изображен разрез А-А фиг.1.

На фиг.4 изображен разрез Б-Б фиг.1.

Заявленная система содержит канал воздухозаборника (на фиг. не показано), разделенный на входы в высокотемпературный ТО и низкотемпературный ТО, сами высокотемпературный ТО (15) и низкотемпературный ТО, канал выхлопа В СУ, канал выхлопа высокотемпературного ТО, канал выхлопа низкотемпературного ТО, отверстия (каналов выхлопов теплообменников и канала выхлопа ВСУ) на поверхности (1) ЛА, решетки отверстий теплообменников, откидную створку (2) отверстия выхлопа ВСУ и дефлектор клиновидный (3) типа «галка».

Дефлектор (3), отверстие (4) выхлопа ВСУ, отверстие (5) выхлопа высокотемпературного ТО и отверстие (6) выхлопа низкотемпературного ТО расположены на поверхности ЛА в указанной последовательности против направления (7) полета ЛА на хвостовой балке (10) между мотогондолой (11) и постаментом (12) вертикального оперения (13) (см. фиг.2).

Использование дефлектора типа «галка» позволяет обеспечить необходимую степень перемешивания холодных струй наружного обтекания и горячих струй выброса, которая исключает попадание высокотемпературного газа на внешнюю поверхность планера ЛА.

Продольное позиционирование приведенных элементов системы указанным образом в хвостовой части ЛА обусловлено перемешиванием холодных струй наружного обтекания и горячих струй выбросов, которое исключает попадание высокотемпературного газа на внешнюю поверхность ЛА и избегания излишней тепловой нагрузки планера ЛА. На фиг.3 позицией (13) обозначены границы областей температур газов.

На отверстиях (5 и 6), расположенных на поверхности ЛА расположены решетки (8) с конфигурацией отверстий, обеспечивающей малый уровень РЛ заметности, через которые осуществляется выброс воздуха ТО.

На отверстии (4) выхлопа ВСУ установлена откидная створка (2).

Кроме того, для экранирования элементов конструкции ЛА в канале высокотемпературного ТО осуществляется отбор воздуха перед высокотемпературным ТО путем ответвления в дополнительный смежный канал (9) с образованием через смежное отверстие (14) узкой струи воздуха меньшей температуры для обеспечения охлаждения выброса высокотемпературного ТО и создания газодинамического дефлектора (см. фиг.4) сбоку по направлению полета от выброса высокотемпературного ТО. Причем на фиг.4 указано наличие одного смежного канала, образовывающего струю отработанного воздуха меньшей температуры, но в конструкции может быть предусмотрено наличие двух смежных каналов, обеспечивающих экранирование элементов конструкции ЛА, расположенных по бокам от отверстия выброса высокотемпературного ТО.

Таким образом в заявленной системе обеспечивается снижение теплового нагружения планера ЛА с обеспечением малых уровней РЛ и ИК заметности, а также продольное позиционирование выходных каналов от теплообменников в хвостовой части ЛА и их расположение позади канала выброса газа от ВСУ обеспечивает возможность использования в конструкции планера ЛА материалов, обладающих пониженной жаростойкостью, а, соответственно, и меньшим удельным весом. При этом, использование совмещенного воздухозаборника с последующим разделением потоков по теплообменникам разного температурного уровня дополнительно повышает плотность компоновки системы.

Claims (5)

1. Система выбросов воздуха теплообменников, характеризующаяся тем, что содержит расположенные на хвостовой балке летательного аппарата последовательно против направления полета дефлектор, отверстие канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки, отверстие канала выхлопа высокотемпературного теплообменника и отверстие канала выхлопа низкотемпературного теплообменника, причем в канале высокотемпературного теплообменника перед самим высокотемпературным теплообменником выполнено по меньшей мере одно ответвление дополнительного смежного канала с выводом через смежное отверстие струи воздуха на поверхность летательного аппарата сбоку по направлению полета смежно с отверстием канала высокотемпературного теплообменника.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что в канале высокотемпературного теплообменника перед самим высокотемпературным теплообменником выполнены два ответвления дополнительных смежных каналов с выводом струй воздуха на поверхность летательного аппарата по бокам по направлению полета смежно с отверстием канала высокотемпературного теплообменника.

3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что на поверхности летательного аппарата на отверстиях каналов теплообменников расположены решетки.

4. Система по п. 1, отличающаяся тем, что на поверхности летательного аппарата на отверстии канала высокотемпературного выхлопа вспомогательной силовой установки установлена откидная створка.

5. Система по п. 1, отличающаяся тем, что дефлектор выполнен клиновидным.