Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна
Номер патенту: 72610
Опубліковано: 27.08.2012
Автори: Семенов Володимир Борисович, Туренко Сергій Михайлович, Штарнов Віталій Іванович, Альошин Олександр Михайлович, Архипов Микола Іванович, Башинський Володимир Георгійович
Формула / Реферат
1. Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить газохід та екрануючий кожух, при цьому газохід встановлено на вихлопному патрубку авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх, екрануючий кожух розміщено зовні газоходу із зазором до зовнішньої поверхні стінки газоходу, причому верхній зріз кожуха виконано горизонтально, який відрізняється тим, що він додатково містить колектор, напрямні вентильовані лопатки, екрануючу косинку, силовий каркас, дефлектор, бортову нервюру з вікнами для проходження холодного повітря та елементи кріплення пристрою до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, при цьому до складу колектора входять корпус колектора та вентильовані лопатки колектора, які вигнуто з V-подібним поперечним перерізом, що зменшується від відкритої до закритої частини лопатки, на вільних ребрах вентильованої лопатки виконано фланці для кріплення до корпуса колектора, причому газохід виконано принаймні триканальним, вентильовані лопатки колектора закріплено на корпусі колектора з утворенням каналів за кількістю каналів газоходу, корпус колектора із закріпленими у ньому вентильованими лопатками встановлено в верхній частині газоходу, екрануючу косинку встановлено в районі верхнього торцевого зрізу газоходу та екрануючого кожуха із зазором до зовнішньої поверхні зазначеного екрануючого кожуха, дефлектор закріплено до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, зріз екрануючий кожуха, що розміщений в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, виконано під кутом до поверхні борта літального апарата, який зменшується за напрямком набігаючого потоку повітря, екрануючий кожух своєю нижньою частиною встановлено із зазором до зовнішній поверхні стінки дефлектора з утворенням каналу для підведення охолоджуючого повітря в простір під екрануючим кожухом, газохід своєю нижньою частиною встановлено із зазором між зовнішньою поверхнею стінки дефлектора і насунутий на нього, задню частину газоходу та екрануючого кожуха зістиковано з бортовою нервюрою так, що вікна бортової нервюри знаходяться в просторі під екрануючим кожухом, нижню та верхню стінки газоходу вигнуто за радіусом, що забезпечує плавний поворот потоку відпрацьованих на турбіні високонагрітих вихлопних газів вверх у бік торцевих зрізів, відповідно, газоходу із розміщеним у ньому колектором з вентильованими лопатками, екрануючого кожуха та екрануючої косинки, площини стінок лопаток розташовані переважно під кутом між собою з плавним сполученням у місці стику, вентильовані лопатки колектора по рядах, починаючи від стінки газоходу з найбільшим радіусом кривизни, виконано зі зменшенням їх довжини при однакових розмірах V-подібної торцевої частини, стінки лопаток виконано або плоскими, або гофрованими, силовий каркас закріплено до стінок газоходу і екрануючого кожуха, на силовому каркасі та на конструкції літального апарата розміщено вузли навіски для приєднання до них елементів кріплення пристрою.
2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що екрануючу косинку встановлено з розміщенням верхнього торцевого зрізу вище верхнього торцевого зрізу газоходу.
3. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що нижні частини екрануючого кожуха і газоходу та верхні частини дефлектора і патрубка авіаційного газотурбінного двигуна встановлено між собою з утворенням ежекційних каналів для проходу охолодженого повітря.
Текст
Реферат: Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна містить газохід та екрануючий кожух. Додатково містить колектор, напрямні вентильовані лопатки, екрануючу косинку, силовий каркас, дефлектор, бортову нервюру з вікнами для проходження холодного повітря та елементи кріплення пристрою до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна. UA 72610 U (12) UA 72610 U UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 Корисна модель належить до галузі авіації, зокрема, до допоміжних конструкцій авіаційних газотурбінних двигунів, а саме, до пристроїв для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна. Вихлопний струмінь газових турбін авіаційних газотурбінних двигунів, які встановлені, наприклад, на військових літаках і вертольотах, є джерелом високої інфрачервоної енергії. Ця енергія може бути використана для виявлення цілі (літака або вертольота) ракетами, які оснащені або інфрачервоними головками самонаведення, і/або використовують різні інфрачервоні прилади наведення, наприклад, окуляри нічного бачення. Тому необхідно понизити інфрачервоне випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, щоб уникнути виявлення супротивником об'єктів авіаційної техніки (літаків або вертольотів), на яких вони встановлені. Для цієї мети розробляються різні системи приглушення інфрачервоного випромінювання, які роблять змішування навколишнього повітря низької температури з вихлопом високої температури турбіни (щоб понизити інфрачервону сигнатуру). У даному напрямку виконують заходи, спрямовані на: - зниження інфрачервоної енергії нижче граничного рівня (рівня, що не сприймається інфрачервоними приладами наведення), збереження характеристик двигуна, - мінімізацію ваги пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна, - спрощення конструкції пристроїв (зменшення складності конфігурації для зниження витрат на виготовлення конструктивних елементів пристрою), які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна, зменшення зовнішнього аеродинамічного опору, - зменшення шуму (який також може бути чинником виявлення об'єктів авіаційної техніки (літаків або вертольотів), на яких установлені газотурбінні двигуни, - розміщення засобів регулювання прохідного перерізу пристрою, що призначений для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна (для збереження параметрів двигуна), - застосування матеріалів для виготовлення пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна (щоб понизити ефективну поверхню, що відбиває зробити зниження сигнатури), - компонування конструктивних елементів пристроїв, які призначені для приглушення інфрачервоного випромінювання реактивного струменя авіаційного газотурбінного двигуна так, щоб ввести газ низької температури в ядро потоку вихідних газів високої температури. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло та лопатки, встановлені на виході екрануючого кожуха, при цьому забірник повітря виконаний із змінним по радіусу прохідним перерізом, лопатки виконано кількістю не менше трьох, площини лопаток розташовані під різним кутом відносно поздовжньої осі екрануючого кожуха, причому нижня лопатка розташована під кутом до поздовжньої осі екрануючого кожуха не менше 80° [1]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна відноситься те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло та лопатки, встановлені на виході екрануючого кожуха, при цьому лопатки виконано кількістю не менше трьох, лопатки виконано порожніми, площини лопаток розташовані під однаковим кутом відносно поздовжньої осі екрануючого кожуха і направлені униз, причому нижня лопатка розташована під кутом до поздовжньої осі екрануючого кожуха не менше 45° [2]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна відноситься те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не забезпечується зниження температури газу, не знижується ефективна поверхня, що відбиває. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, пелюсткове сопло, екрани, що розміщено усередині екрануючого кожуха, при цьому екрануючий кожух виконано із трьох послідовно встановлених секцій, причому секції встановлено із зазором між собою і стінками кожної із секцій, екрани розташовано у перших двох секціях із зазором між собою і стінками кожного з екранів [3]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна відноситься те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не 1 UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 знижується ефективна поверхня, що відбиває, у зв'язку з неможливістю різкого зниження температури газу, що виходить з вихлопної труби двигуна. Відомий пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить екрануючий кожух, забірник повітря, ежектуюче пелюсткове сопло, силові підкріплюючі елементи, задні екрануючі/ежектуючі лопатки корпус дифузорної камери змішування та вузли навішування, при цьому задні екрануючі/ежектуючі лопатки виконані порожніми, на хвостових частинах задніх екрануючих/ежектуючих лопаток виконані вихідні сопла, ежектуюче пелюсткове сопло виконане у вигляді циліндричної оболонки, яка плавно переходить у два ряди з'єднаних між собою в одній площині пелюсток, які утворюють у поперечному перерізі гофр з плоскими зовнішніми бічними стінками, кожна з пелюсток виконана у вигляді з'єднаних між собою по плавному сполученню полиці та стінок, згадані пелюстки з'єднані між собою по плавному сполученню в нижній частині стінки, проміжок між стінками двох розташованих поряд пелюсток виконаний не менше половини ширини полиці, кількість пелюсток в одному ряді виконано не менше трьох, пелюстки кожного з рядів ежектуючого пелюсткового сопла розташовані симетрично один до одного щодо площини, яка проходить через геометричний центр плоских зовнішніх бічних стінок гофра, причому передня частина ежектуючого пелюсткового сопла при стикована до зрізу вихлопної труби газотурбінного двигуна, внутрішня поверхня екрануючого кожуха і зовнішня поверхня ежектуючого пелюсткового сопла утворюють канал, який звужується у бік заднього обрізу згаданого ежектуючого пелюсткового сопла, ежектуюче пелюсткове сопло та корпус дифузорної камери змішування прикріплені до внутрішньої поверхні екрануючого кожуха за допомогою силових підкріплюючих елементів [4]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна відноситься те, що не забезпечується зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму, не знижується ефективна поверхня, що відбиває, у зв'язку з неможливістю різкого зниження температури газу, що виходить з вихлопної труби двигуна. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який вибрано за прототип, відноситься й те, що не забезпечується вентиляція підкапотного простору газотурбінного двигуна вертольота без набігаючого потоку повітря. Найбільш близьким технічним рішенням, як по суті, так і за задачею, що вирішується, яке вибрано за найближчий аналог (прототип), є пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить газохід та екрануючий кожух, при цьому газохід встановлено на вихлопному патрубку авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх, екрануючий кожух розміщено зовні газоходу із зазором до зовнішньої поверхні стінки газоходу, причому верхній зріз кожуха виконано горизонтально [5]. До недоліків відомого пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який вибрано за найближчий аналог (прототип), відноситься те, що конструкція пристрою: - недостатньо знижує потужний високотемпературний факел вихлопних газів великої довжини, що створює велику площу інфрачервоного випромінювання; - не дозволяє досить ефективно охолоджувати екрануючий кожух, що приводить до додаткової площі інфрачервоного випромінювання; - не забезпечує вентиляцію підкапотного простору газотурбінного двигуна літального апарата. В основу корисної моделі поставлена задача шляхом усунення недоліків прототипу забезпечити зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів до практичного мінімуму на всіх режимах роботи газотурбінного двигуна та здійснення при цьому вентиляції підкапотного простору. Суть корисної моделі в пристрої для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить газохід та екрануючий кожух, при цьому газохід встановлено на вихлопному патрубку авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх, екрануючий кожух розміщено зовні газоходу із зазором до зовнішньої поверхні стінки газоходу, причому верхній зріз кожуха виконано горизонтально, полягає в тому, що він додатково містить колектор, напрямні вентильовані лопатки, екрануючу косинку, силовий каркас, дефлектор, бортову нервюру з вікнами для проходження холодного повітря та елементи кріплення пристрою до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна. Суть корисної моделі полягає і в тому, що до складу колектора входять корпус колектора та 2 UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 вентильовані лопатки колектора, які вигнуто з V-подібним поперечним перерізом, що зменшується від відкритої до закритої частини лопатки, на вільних ребрах вентильованої лопатки виконано фланці для кріплення до корпуса колектора. Суть корисної моделі полягає і в тому, що газохід виконано принаймні триканальним, вентильовані лопатки колектора закріплено на корпусі колектора з утворенням каналів за кількістю каналів газоходу, корпус колектора із закріпленими у ньому вентильованими лопатками встановлено в верхній частині газоходу, екрануючу косинку встановлено в районі верхнього торцевого зрізу газоходу та екрануючого кожуха із зазором до зовнішньої поверхні зазначеного екрануючого кожуха, дефлектор закріплено до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, зріз екрануючий кожуха, що розміщений в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, виконано під кутом до поверхні борта літального апарата, який зменшується за напрямком набігаючого потоку повітря, екрануючий кожух своєю нижньою частиною встановлено із зазором до зовнішній поверхні стінки дефлектора з утворенням каналу для підведення охолоджуючого повітря в простір під екрануючим кожухом, газохід своєю нижньою частиною встановлено із зазором між зовнішньою поверхнею стінки дефлектора і насунутий на нього, задню частину газоходу та екрануючого кожуха зістиковано з бортовою нервюрою так, що вікна бортової нервюри знаходяться в просторі під екрануючим кожухом, нижню та верхню стінки газоходу вигнуто за радіусом, що забезпечує плавний поворот потоку відпрацьованих на турбіні високонагрітих вихлопних газів вверх у бік торцевих зрізів, відповідно, газоходу із розміщеним у ньому колектором з вентильованими лопатками, екрануючого кожуха та екрануючої косинки, площини стінок лопаток розташовані переважно під кутом між собою з плавним сполученням у місці стику, вентильовані лопатки колектора по рядах, починаючи від стінки газоходу з найбільшим радіусом кривизни, виконано зі зменшенням їх довжини при однакових розмірах V-подібної торцевої частини, стінки лопаток виконано або плоскими, або гофрованими, силовий каркас закріплено до стінок газоходу і екрануючого кожуха, на силовому каркасі та на конструкції літального апарата розміщено вузли навіски для приєднання до них елементів кріплення пристрою. Новим в корисній моделі є те, що екрануючу косинку встановлено з розміщенням верхнього торцевого зрізу вище верхнього торцевого зрізу газоходу, а нижні частини екрануючого кожуха і газоходу та верхні частини дефлектора і патрубка авіаційного газотурбінного двигуна встановлено між собою з утворенням ежекційних каналів для проходу охолодженого повітря. Досягнення технічного результату в пристрої для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, досягається тим, що: - шляхом встановлення колектора забезпечується розділення єдиного високонагрітого потоку вихідних з вихлопного патрубка ГТД газів на окремі струмені, що, у свою чергу, сприяє їхньому швидкому розмиванню в навколишньому середовищі за обрізом вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна; - шляхом встановлення колектора забезпечується підведення холодного атмосферного повітря в простір між окремими струменями газового потоку; - шляхом встановлення екрануючої косинки забезпечується екранізація нагрітих ділянок конструкції пристрою на вихлопі; - шляхом встановлення дефлектора забезпечується організація ежекції повітря з підкапотного простору літального апарата та закривається пряма видимість нагрітого вихлопного патрубка ГТД; - шляхом встановлення в колектор лопаток і виконання їх вентильованими забезпечується розділення потоку високонагрітого газу принаймні на три канали і підведення охолодженого повітря в колектор для наступного його змішання з високонагрітими вихлопними газами, вихідними з вихлопного патрубка ГТД. Таким чином, пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, відповідає критерію корисної моделі "новизна". Суть корисної моделі пояснюється за допомогою креслень, де на Фіг. 1 показано конструктивно-компонувальну схему пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на Фіг. 2 показано загальний вигляд пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на виді збоку, на Фіг. 3 показано схему з'єднання бортової нервюри з газоходом, в якому розміщений колектор, на Фіг. 4 показано схему колектора, на Фіг. 5 показано схему з'єднання між собою вентильованих лопаток колектора (з плоскими стінками), на Фіг. 6 показано загальний вигляд вентильованої лопатки колектора з гофрованими стінками (як варіант конструктивного виконання вентильованої лопатки колектора), на Фіг. 7 показано принципову схему розміщення між собою конструктивних 3 UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 елементів пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, з показом зазорів між ними, на Фіг. 8 показано зовнішній вигляд бортової нервюри на виді ¾ зверху, на Фіг. 9 показано схему розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, відносно борта літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна (на виді зверху), на Фіг. 10 показано зовнішній вигляд дефлектора, на Фіг. 11 показано схеми проходу охолоджуваного повітря відносно конструктивних елементів пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, з показом знаходження трьох контурів ежекції, на Фіг. 12 показано схему розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті типу Мі-8, на Фіг. 13 показано схему розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті типу Мі-8 (на виді збоку), на Фіг. 14 показано схему розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті типу Мі-8 (на виді спереду), на Фіг. 15 показано розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті типу Мі-8 відносно борта літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, на Фіг. 16-24 показано розміщення пристрою для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, на вертольоті типу Мі-8. Пристрій (1) для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна містить (як варіант конструктивного виконання - див. схеми на Фіг. 1-14, на Фіг. 15 та на Фіг. 16-24) газохід (2), екрануючий кожух (3), колектор (4), напрямні вентильовані лопатки (5), екрануючу косинку (6), силовий каркас (7), дефлектор (8), бортову нервюру (9) з вікнами (10) для проходження холодного повітря та елементи (11) кріплення пристрою (1) до конструкції (12) літального апарата (позиція "ЛА") в районі вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна. При цьому конструктивно до складу колектора (4) входять корпус (14) колектора та вентильовані лопатки (15) колектора (4), які вигнуто з V-подібним поперечним перерізом, що зменшується від відкритої до закритої частини лопатки (15). Зазначені вентильовані лопатки (15) колектора (4) конструктивно містять стінки (16), при цьому стінки (16) лопаток (156) виконано або плоскими (див. схеми на Фіг. 3-5), або гофрованими (див. схему на Фіг. 6). Конструктивно на вільних ребрах стінки (16) вентильованої лопатки (15) виконано фланці (17) для кріплення до корпуса (14) колектора (4), а місце стику (18) стінок (16) вентильованої лопатки (15) зігнуто по дузі (як варіант конструктивного виконання) - див. схеми на Фіг. 3-6. Конструктивно і технологічно площини стінок (16) лопаток (15) розташовані переважно під кутом між собою (див. схеми на Фіг. 3-6 та схему на фіг. 9) з плавним сполученням у місці стику (18). Вентильовані лопатки (15) колектора (4) по рядах, починаючи від стінки (19) газоходу (2) з найбільшим радіусом R кривизни, виконано зі зменшенням їх довжини (позиція l) при однакових розмірах V-подібної торцевої частини вентильованої лопатки (15) - див. схеми на Фіг. 1-2 та схему на Фіг. 5. Конструктивно і технологічно: - газохід (2) виконано принаймні триканальним та встановлено на вихлопному патрубку (13) авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх (переважно на кут 60-65° - як варіант конструктивного виконання); - екрануючий кожух (3) розміщено зовні газоходу (2) із зазором до зовнішньої поверхні (20) стінки газоходу (2), причому верхній зріз (21) екрануючого кожуха (3) виконано близько до горизонту - під кутом не більше 10° (див. схеми на Фіг. 1, 11), а нижній зріз (22) екрануючий кожуха (3), що розміщений в районі вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна, розташовано під кутом до поверхні борта (позиція 12) літального апарата, який зменшується за напрямком набігаючого потоку (позиція "НП") повітря (див. схему на Фіг. 9); - екрануючий кожух (3) розміщено (своєю поздовжньою віссю - позиція "ПВ") під кутом 1 до нормалі (позиція "Н") щодо поверхні конструкції (12) літального апарата у бік набігаючого потоку (позиція "НП") повітря (див. схему на Фіг. 9); - вентильовані лопатки (15) колектора (4) закріплено на корпусі (14) колектора (4) з утворенням каналів (позиція "К") за кількістю каналів газоходу (2); - корпус (14) колектора (4) із закріпленими у ньому вентильованими лопатками (15) встановлено в верхній частині (23) газоходу (2); 4 UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 - екрануючу косинку (6) встановлено в районі верхнього торцевого зрізу (21) газоходу (2) та екрануючого кожуха (3) із зазором 1 до зовнішньої поверхні (24) зазначеного екрануючого кожуха (3) (див. Фіг. 1-2, 11-24); - дефлектор (8) закріплено до конструкції (12) літального апарата (позиція "ЛА") в районі вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (закріплення здійснено по фланцю - позиція 25); - екрануючий кожух (3) своєю нижньою частиною (22) встановлено із зазором 2 до зовнішній поверхні (26) стінки (27) дефлектора з утворенням каналу для підведення охолоджуючого повітря (позиція "ОП") в простір (28) під екрануючим кожухом (3) - див. схему на фіг. 7; - нижній обріз (позиція 22) екрануючого кожуха (3) розміщено із зазором f щодо поверхні конструкції (12) літального апарата в районі вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (див. схему на Фіг. 7); - газохід (2) своєю нижньою частиною (29) встановлено із зазором 3 між зовнішньою поверхнею (26) стінки (27) дефлектора (8) і насунутий на нього (див. схему на Фіг. 7); - задню частину газоходу (2) та екрануючого кожуха (3) зістиковано з бортовою нервюрою (9) так, що вікна (10) бортової нервюри (9) знаходяться в просторі (28) під екрануючим кожухом (3) - див. схеми на Фіг. 1, 7, 11; - нижню (позиція "НС") та верхню (позиція "ВС") стінки (19) газоходу (2) вигнуто за радіусом R1, що забезпечує плавний поворот потоку відпрацьованих на турбіні високонагрітих вихлопних газів вверх у бік торцевих зрізів (позиції 30, 21 та 31), відповідно, газоходу (2) із розміщеним у ньому колектором (4) з вентильованими лопатками (15), екрануючого кожуха (3) та екрануючої косинки (6) - див. схеми на Фіг. 1-2, 11, 12-21; - силовий каркас (7) закріплено до стінок (позиція 19) газоходу (2) і екрануючого кожуха (3) див. схеми на Фіг. 1-2, 14; - екрануючу косинку (6) встановлено з розміщенням її верхнього торцевого зрізу (31) вище верхнього торцевого зрізу (30) газоходу (2) - див. схеми на Фіг. 1-2, 11; - нижні частини (відповідно, позиції 22 і 29) екрануючого кожуха (3) і газоходу (2) та верхні частини (відповідно, позиції 32 і 33) дефлектора (8) і патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна встановлено між собою з утворенням ежекційних каналів для проходу охолодженого повітря(позиція "ОП") - див. схему на Фіг. 11. Конструктивно і технологічно на силовому каркасі (7) та на конструкції (12) літального апарата (позиція "ЛА") розміщено вузли (позиції 34 і 35) навіски для приєднання до них елементів кріплення (11) пристрою (1) - див. схеми на Фіг. 1, 2 та Фіг. 12-21. Розроблений пристрій (1) для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, призначений для встановлення на вертоліт для зменшення інфрачервоної помітності високонагрітих частин авіаційного газотурбінного двигуна, а саме, його вихлопного патрубка (13). Зазначений пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, являє собою ежекторний екранно-вихлопний пристрій із трьома контурами ежекції, з одним поворотом потоку вихлопних газів двигуна на 60-65° вверх від зрізу (33) вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (36), та з розподілом зазначеного потоку вихлопних газів принаймні на 13 струменів (як варіант), які проходять у простір над несучим гвинтом вертольота (37) минаючи його лопати (38) - див. схему на Фіг. 12. При цьому перший контур ежекції організований на зрізі (33) вихлопного патрубка (13) двигуна вертольота, другий контур ежекції - на зрізі (30) колектора (4) змішувальної камери, та третій контур ежекції - на зрізі (21) захисного екрануючого кожуха (3) ежекторного екранно-вихлопного пристрою (1) - див. схеми на Фіг. 1 та на Фіг. 11. Зазначені контури ежекції забезпечують (див. схему на Фіг. 11): - перший контур ежекції забезпечує підведення атмосферного повітря в змішувальну камеру екранно-вихлопного пристрою (1) та, додатково, вентиляцію підкапотного відсіку двигунів (36) вертольота (37); - другий контур ежекції забезпечує конвективне охолодження екрануючого кожуха (3) екранно-вихлопного пристрою та підведення атмосферного повітря в простір між окремими струменями вихлопних газів, які формуються в колекторі (4); - третій контур ежекції забезпечує захисне плівкове (загороджувальне) охолодження екрануючої косинки (6) ежекторного екранно-вихлопного пристрою (1). Наземні випробування даного пристрою (1) для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна (який заявляється), і який являє собою ежекторний екранно-вихлопний пристрій із трьома контурами ежекції) в натурних умовах на вертольоті Мі-8МТВ (див. Фіг. 15-21) показали зниження сили інфрачервоного випромінювання в 5 UA 72610 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 діапазонах довжин хвиль =2,8…4,2 мкм і =3,0…5,0 мкм в 40-50 разів у порівнянні з вертольотом без екранно-вихлопного пристрою. Висока ефективність розробленого екранно-вихлопного пристрою (а саме, пристрою (1) для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється) по зниженню теплової помітності забезпечується наступними особливостями його конструкції: - застосуванням багатоконтурного ежектора з одним поворотом потоку вихлопних газів на 65° і короткою камерою змішання, що забезпечує малий гідравлічний опір екранно-вихлопного пристрою (позиція 1). - розміщенням зрізу (31) вихідного каналу екранно-вихлопного пристрою (1) в горизонтальній площині, що забезпечує екранування інфрачервоного випромінювання в нижній півсфері. - напрямком потоку вихлопних газів з екранно-вихлопного пристрою (1) минаючи оперені частини лопат (38) несучого гвинта вертольота (37), що запобігає їхньому нагріванню, а також відкидання вихлопних газів долілиць і нагріванню хвостової балки (39) вертольота (37). - розподілом за допомогою колектора (4) потоку вихлопних газів принаймні на 13 струменів (як варіант конструктивного виконання, де в інших варіантах конструктивного виконання можливий розподіл потоку на два та більше струменів), що сприяє їхньому швидкому розмиванню в навколишньому середовищі за обрізом (33) вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (36). Пристрій (1) для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, який заявляється, експлуатується таким чином. Запускають авіаційний газотурбінний двигун (36), наприклад, на вертольотах (37) типу Мі-8, Мі-17, Мі-24, Мі-35 (або інших типів). Вихлопні гази з вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (36) попадають у внутрішню порожнину (40) газоходу (2), де вони розділяються за допомогою вбудованих у конструкцію газоходу (2) двох (як варіант конструктивного виконання) направляючих вентильованих лопаток (5) на три потоки. При цьому для зниження температури газу, що виходить із вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (36), відбувається ежекція атмосферного повітря з підкапотного простору літального апарата - здійснюється організація першого контуру ежекції повітря на зрізі (33) вихлопного патрубка (13) двигуна (36), з наступним змішуванням охолодженого повітря з вихідними високонагрітими газами в тракті (позиція 40) газоходу (2) - див. схему змішання охолодженого повітря з вихідними вихлопного патрубка (13) високонагрітими газами в тракті (позиція 40) газоходу на Фіг. 11. При цьому зазначені три канали газоходу (2) виконано так, що відхиляють високонагрітий газовий потік вверх на кут не менше 65°. Далі, підійшовши до колектора (4), високонагрітий газовий потік у колекторі (4) розділяється за допомогою вентильованих лопаток (15) колектора (4) на n окремих струменів (при n>6). Розподіл єдиного струменя високонагрітого газового потоку на ряд окремих струменів приводить до збільшення інтенсивності перемішування їх з атмосферним повітрям (за верхнім зрізом (31) екрануючої косинки (6) - див. схему на Фіг. 11) і до зменшення довжини високотемпературного факела вихлопних газів. Це, у свою чергу, приводить до зменшення інфрачервоної помітності зазначеного струменя вихлопних газів. Одночасно із цим у колекторі (4) відбувається ежекція атмосферного повітря із простору (позиція 28) під екрануючим кожухом (3) - здійснюється організація другого контуру ежекції повітря (див. схему на Фіг. 11). Ежектоване таким чином повітря додатково знижує температуру вихлопних газів і додатково охолоджує екрануючий кожух (3) (для зниження інфрачервоної помітності зазначеного екрануючого кожуха). З колектора (4) окремі струмені газового потоку надходять у камеру змішання, утворену зовнішньою поверхнею (24) стінок екрануючого кожуха (3) і внутрішньою поверхнею (41) стінок екрануючої косинки (6) - здійснюється організація третього контуру ежекції повітря (див. схему на Фіг. 11). При цьому атмосферне повітря, що надходить у камеру змішання, за рахунок ежекції третім щаблем (контуром) ежекції додатково знижує температуру вихлопних газів і утворює крім того плівкове (загороджувальне) охолодження стінок (позиція 41) екрануючої косинки (6). При зазначеній вище організації охолодження високонагрітих газів, що виходять із вихлопного патрубка (13) авіаційного газотурбінного двигуна (36), екрануючий кожух (3) пристрою (1) охолоджується конвективним охолодженням, у відмінності від організації плівкового (загороджувального) охолодження на поверхні (41) стінок екрануючої косинки (6). Підвищення ефективності застосування пристрою для придушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, у порівнянні з прототипом, досягається за 6 UA 72610 U 5 10 15 рахунок встановлення у газохід колектора (з вентильованими лопатками), направляючих вентильованих лопаток, бортової нервюри з вікнами та закріплення на обрізі газоходу екрануючої косинки, що у сумарному ефекті призводить до зниження інфрачервоного випромінювання авіаційних газотурбінних двигунів (встановлених, наприклад, на вертольоті) до практичного мінімуму шляхом змішування навколишнього повітря низької температури з вихлопом високої температури турбіни (щоб понизити інфрачервону сигнатуру). Підвищення ефективності застосування пристрою для придушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, у порівнянні з прототипом, досягається за рахунок встановлення дефлектора, який додатково забезпечує вентиляцію підкапотного відсіку двигунів вертольота шляхом ежекції повітря з підкапотного простору, де розміщений газотурбінний двигун. Джерела інформації: 1. Патент Великої Британії № 2114229 від 17.08.1983, МПК 7 F 02 K 1/46 - аналог. 2. Патент Німеччини DE № 3127106 А1 від 27.01.1983, МПК 7 В 64 D 33/04 - аналог. 3. Патент США № 4.295.332 від 13.11.1978 (кл. 60/264), МПК 7 F 02 K 7/00, F 02 K 3/00 аналог. 4. Патент США № 6.055.804 від 02.05.2000, МПК 7 В 64 D 33/04 - аналог. 5. Губин В.М., Сиротини А.С., Насонов Г.П. О тепловой заметности вертолетов. УДК 629.735.45.067. Стр. 37-41, рис. 7 (стр. 39 - экранное устройство вертолета) - прототип. 20 ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 35 40 45 50 55 60 1. Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна, що містить газохід та екрануючий кожух, при цьому газохід встановлено на вихлопному патрубку авіаційного газотурбінного двигуна з направленням потоку відпрацьованих на турбіні вихлопних газів вверх, екрануючий кожух розміщено зовні газоходу із зазором до зовнішньої поверхні стінки газоходу, причому верхній зріз кожуха виконано горизонтально, який відрізняється тим, що він додатково містить колектор, напрямні вентильовані лопатки, екрануючу косинку, силовий каркас, дефлектор, бортову нервюру з вікнами для проходження холодного повітря та елементи кріплення пристрою до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, при цьому до складу колектора входять корпус колектора та вентильовані лопатки колектора, які вигнуто з V-подібним поперечним перерізом, що зменшується від відкритої до закритої частини лопатки, на вільних ребрах вентильованої лопатки виконано фланці для кріплення до корпуса колектора, причому газохід виконано принаймні триканальним, вентильовані лопатки колектора закріплено на корпусі колектора з утворенням каналів за кількістю каналів газоходу, корпус колектора із закріпленими у ньому вентильованими лопатками встановлено в верхній частині газоходу, екрануючу косинку встановлено в районі верхнього торцевого зрізу газоходу та екрануючого кожуха із зазором до зовнішньої поверхні зазначеного екрануючого кожуха, дефлектор закріплено до конструкції літального апарата в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, зріз екрануючий кожуха, що розміщений в районі вихлопного патрубка авіаційного газотурбінного двигуна, виконано під кутом до поверхні борта літального апарата, який зменшується за напрямком набігаючого потоку повітря, екрануючий кожух своєю нижньою частиною встановлено із зазором до зовнішній поверхні стінки дефлектора з утворенням каналу для підведення охолоджуючого повітря в простір під екрануючим кожухом, газохід своєю нижньою частиною встановлено із зазором між зовнішньою поверхнею стінки дефлектора і насунутий на нього, задню частину газоходу та екрануючого кожуха зістиковано з бортовою нервюрою так, що вікна бортової нервюри знаходяться в просторі під екрануючим кожухом, нижню та верхню стінки газоходу вигнуто за радіусом, що забезпечує плавний поворот потоку відпрацьованих на турбіні високонагрітих вихлопних газів вверх у бік торцевих зрізів, відповідно, газоходу із розміщеним у ньому колектором з вентильованими лопатками, екрануючого кожуха та екрануючої косинки, площини стінок лопаток розташовані переважно під кутом між собою з плавним сполученням у місці стику, вентильовані лопатки колектора по рядах, починаючи від стінки газоходу з найбільшим радіусом кривизни, виконано зі зменшенням їх довжини при однакових розмірах V-подібної торцевої частини, стінки лопаток виконано або плоскими, або гофрованими, силовий каркас закріплено до стінок газоходу і екрануючого кожуха, на силовому каркасі та на конструкції літального апарата розміщено вузли навіски для приєднання до них елементів кріплення пристрою. 2. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що екрануючу косинку встановлено з розміщенням верхнього торцевого зрізу вище верхнього торцевого зрізу газоходу. 7 UA 72610 U 3. Пристрій за п. 1, який відрізняється тим, що нижні частини екрануючого кожуха і газоходу та верхні частини дефлектора і патрубка авіаційного газотурбінного двигуна встановлено між собою з утворенням ежекційних каналів для проходу охолодженого повітря. 8 UA 72610 U 9 UA 72610 U 10 UA 72610 U 11 UA 72610 U 12 UA 72610 U 13 UA 72610 U 14 UA 72610 U 15 UA 72610 U 16 UA 72610 U 17 UA 72610 U 18 UA 72610 U 19 UA 72610 U 20 UA 72610 U Комп’ютерна верстка А. Крижанівський Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 21
ДивитисяДодаткова інформація
Назва патенту англійськоюDevice for damping infra-red radiation of aviation gas-turbine engine
Автори англійськоюArkhypov Mykola Ivanovych, Turenko Serhii Mykhailovych, Alioshyn Oleksandr Mykhailovych, Bashynskyi Volodymyr Heorhiiovych, Shtarnov Vitalii Ivanovych, Semenov Volodymyr Borysovych
Назва патенту російськоюУстройство для приглушения инфракрасного излучения авиационного газотурбинного двигателя
Автори російськоюАрхипов Николай Иванович, Туренко Сергей Михайлович, Алешин Александр Михайлович, Башинский Владимир Георгиевич, Штарнов Виталий Иванович, Семенов Владимир Борисович
МПК / Мітки
МПК: F02K 1/46, F02K 3/00, B64D 33/00, F02C 7/18
Мітки: приглушення, двигуна, пристрій, авіаційного, випромінювання, інфрачервоного, газотурбінного
Код посилання
<a href="https://ua.patents.su/23-72610-pristrijj-dlya-priglushennya-infrachervonogo-viprominyuvannya-aviacijjnogo-gazoturbinnogo-dviguna.html" target="_blank" rel="follow" title="База патентів України">Пристрій для приглушення інфрачервоного випромінювання авіаційного газотурбінного двигуна</a>
Наступний патент: Пристрій формування оптичних завад засобам ураження, обладнаних оптико-електронними приладами
Випадковий патент: Спосіб одержання фасонних відливків