Силова установка літального апарату

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности к компоновкам теплообменников на самолетах. Известна холодильная установка для самолета [1], включающая продувочный канал, внутри которого установлен холодильный блок, две или несколько отсасывающих щелей, каналы отсоса, примыкающие к отсасывающим щелям. Каналы отсоса объединяются в один канал отсоса. В предложенном техническом устройстве повышение аэродинамических характеристик продувочного канала достигается за счет отсоса воздуха из области повышенных пульсаций потока. Одним из существенных недостатков такого устройства является то, что оно не обеспечивает защиту продувочного канала от пульсаций потока на участке от воздухозаборника до холодильника при неработающем канале. В этом случае входной канал включает застойную зону воздуха, а при обтекании такого участка канала набегающим потоком образуются вихри, которые вызывают значительные пульсации потока как во входной канале, так и во внешнем потоке. Неустойчивость потока сопровождается увеличением сопротивления и повышением напряжений в конструкциях. Устройство за счет отсоса воздуха позволяет уменьшить уровень вихрей, но не оказывает заметного влияния при изменении режимов работы продувочного канала. Известен продувочный канал [2], содержащий туннель, внутри которого установлен теплообменник. При этом на входе установлено входное устройство, на вы ходе из туннеля установлена заслонка, которая обеспечивает изменение расхода охлаждающего воздуха. Представлены различные варианты компоновок устройства на самолете. Недостатком данного устройства является то, что аэродинамические характеристики потока в туннеле в значительной степени зависят от параметров потока перед воздухозаборником. При наличии конструктивных ограничений достичь высоких аэродинамических характеристик туннеля на самолете зачастую затруднено или практически не представляется возможным. Установка продувочного канала на самолете вызывает образование вихрей на входном устройстве, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик туннеля и самолета в целом. Наличие различных ви хрей, размеры которых определяются характерным размером входного воздухозаборника, может приводить к увеличению нагрузок в устройства х, расположенных вблизи воздухозаборника. Прототипом предложенного устройства является силовая установка самолета Ан-124 [3], содержащая двигатели Д-18Т, размещенный в гондоле и соединенный с ней посредством пилона, в котором размещен продувочный канал теплообменника, включающий канал, внутри которого установлены теплообменник, регулирующее устройство, воздухозаборник и выходной патрубок. Недостатком этого устройства является высокий уровень нагрузок внутри продувочного канала теплообменника и в конструктивных элементах реверсивного устройства, расположенного в вентиляторном контуре. Движение воздуха в вентиляторном контуре сопровождается значительными пульсациями потока, что ухудшает аэродинамические характеристики и уменьшает расход воздуха в продувочном канале теплообменника. В связи с конструктивными и другими ограничениями выбор предпочтительной схемы установки продувочного канала теплообменника в пилоне силовой установки затруднен. В реальной конструкции во многих случаях о тмечается разрушение конструктивных элементов (регулирующее устройство, узлы крепления, трубопроводы и т.д.) продувочного канала, а в некоторых случаях разрушаются элементы реверсивного устройства. Все эти разрушения приводят к многократным доработкам, изменениям конструкции, что в конечном счете снижает ресурс силовой установки. Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение надежности путем уменьшения нагрузок в элементах реверсивного устройства за счет снижения пульсаций потока в вентиляторном канале двигателя и уменьшения аэродинамического сопротивления в продувочном канале теплообменника. Указанная задача в силовой установке, содержащей двигатель, размещенный в гондоле и соединенный с ней посредством пилона, в котором выполнен продувочный канал теплообменника, включающий теплообменник, регулирующее устройство, воздухозаборник и выходной патрубок, достигается тем, что на входе в воздухозаборник установлена перфорированная панель, отверстия перфорированной панели выполнены круглыми с входными конусами или с закругленными передними кромками, а оси отверстий перфорированной панели наклонены в сторону набегающего потока на угол Технический результат, который может быть получен от внедрения изобретения, заключается в снижении пульсаций потока в вентиляторном канале двигателя и уменьшении аэродинамического сопротивления в продувочном канале теплобменника. На фиг.1 дан общий вид силовой установки летательного аппарата; на фиг.2 - сечение А - А на фиг.1; на фиг.3 - узел I на фиг.2 (вариант компоновки воздухозаборника и перфорированной панели); на фиг.4 - вид А на фиг.3; на фиг.5 сечение Б - Б на фиг.4; на фиг.6 и 7 - варианты исполнения перфорированной панели. Устройство содержит двигатель 1, размещенный в гондоле 2 и соединенный с ней посредством пилона 3, в котором размещен продувочный канал теплообменника 4, включающий канал 5, внутри которого установлен теплообменник 6, регулирующее устройство 7, воздухозаборник 8 и выходной патрубок 9. На входе в канал 5 установлена перфорированная панель 10. Теплообменник 6 включает канал 11. Отбор воздуха для продувочного канала теплообменника 4 производится из вентиляторного контура 12. Силовая установка содержит также реверсивное устройство 13 и вентилятор 14. Внутренний контур 15 двигателя 1 включает компрессор 16. камеру сгорания 17, турбину 18. Реверсивное устройство 13 содержит створки 19. Силовая установка работает следующим образом. Воздух из атмосферы поступает через воздухозаборник и вентилятор 14, где происходит некоторое повышение давления и температуры воздуха. За вентилятором 14 поток воздуха делится на наружный (вентиляторный контур 12) и внутренний 15. По наружному контуру 12 воздух, расширяясь и увеличивая скорость в канале, создает тягу двигателя 1. Во внутреннем контуре 15 воздух дополнительно сжимается в компрессорах 16 и попадает в камеру сгорания 17, где перемешиваясь с топливом, создает топливовоздушную смесь. В результате сгорания этой смеси температура газов увеличивается и они поступают на турбину 18, где происходит преобразование энергии газового потока в механическую работу, используемую для вращения роторов компрессоров 1 б и вентилятора 14. При прохождении газа через проточную часть турбины 18 его энергия уменьшается, при этом температура газа и его давление понижается, образуется дополнительно тяга двигателя 1. Таким образом во внутреннем контуре 15 происходят типовые процессы, характерные для тепловой машины. Реверсивное устройство 13 представляет собой кольцевую конструкцию решетчатого типа. Внутри устройства установлены створки 19 (например 12 штук), перекрывающие при реверсировании тяги вентиляторный контур 12. На режимах прямой тяги створки 19 устанавливаются в подвижном корпусе реверсивного устройства 13 заподлицо его внутренней поверхности (показан. на фиг. 1). Поток воздуха из вентиляторного контура 12 поступает в воздухозаборник 8, который обеспечивает подачу его в канал 5. На выходе из канала 5 выходной патрубок 9 обеспечивает смешивание продувочного воздуха с воздухом, который поступает из вентиляторного контура 12. Изменение расхода воздуха через канал 5 осуществляется регулир ующим устройством 7. В теплообменнике 6 в результате теплоотдачи через стенки происходит охлаждение воздуха, поступающего по каналу 5. Степень охлаждения воздуха в канале 11 системы кондиционирования воздуха осуществляется путем изменения расхода воздуха через канал 5. При разделении потока в районе установки канала 5 на кромках воздухозаборника 8 образуется система вихрей. Часть вихрей входит в канал 5, а другая часть вихрей располагается в вентиляторном контуре 12. Эти вихри оказывают взаимное влияние друг на друга. Характер взаимодействия во многом определяется конструкцией воздухозаборника 8 и конструктивными элементами, расположенными перед ним или вблизи него. Кроме того, эти вихри могут воздействовать на поток внутри канала 5 и вызывать обратную реакцию, влияя на процесс генерирования вихрей. Значительное усиление взаимодействия вихрей наблюдается особенно при закрытии регулирующего устройства 7 и уменьшении расхода воздуха через канал 5. В этом случае образование застойной зоны воздуха от воздухозаборника 8 до регулирующего устройства 7 приводит к пульсации воздуха с частотой, характерной для этого объема. При совпадении частот пульсаций объема и вихрей происходит увеличение пульсаций всей системы вихрей, что в конечном счете приводит к ухудшению аэродинамических характеристик потока и к увеличению нагрузок в конструкции. Установка на входе в канал 5 перфорированной панели 10 позволяет уменьшить пульсации потока в вентиляторном контуре 12. Для такого устройства существенно изменяются аэродинамические процессы. Перфорированная панель 10 установлена в зоне разделения потоков и непосредственно оказывает влияние на формирование вихрей по всему сечению воздухозаборника 8. При повороте воздуха, поступающего из вентиляторного контура 12 в канал 5, образуется система вихрей. Одна часть вихрей распространяется в вентиляторном контуре 12, а другая часть перемещается по каналу 5. Частота ви хрей в канале 5 за перфорированной панелью 10 смещается в область высоких частот по сравнению с частотой вихрей в вентиляторном контуре 12 за перфорированной панелью 10. Таким образом, с помощью перфорированной панели 10 сводится до минимума взаимодействие вихрей в канале 5 и вентиляторном контуре 12. Уменьшение пульсаций потока достигается путем смещения частоты ви хрей в вентиляторном. контуре 12 и канала 5 Кроме того, перфорированная панель 10 рассеивает энергию вихрей путем дробления потока на мелкие составляющие. Такая система мелких вихрей в целом становится более устойчивой при изменении режимов работы вентиляторного контура 12 и канала 5. Следовательно, такое устройство имеет меньший уровень пульсаций потока по сравнению с продувочным каналом 4 без перфорированной панели 10. Перфорированная панель 10 оказывает существенное влияние на уменьшение пульсации потока при закрытом регулирующем потоке 7. При этом, перфорированная панель 10 расположена непосредственно между потоком воздуха в вентиляторном контуре 12 и застойной зоной в канале 5, что способствует ослаблению взаимного влияния потоков и образования вихрей. Повышение эффективности перфорированной панели 10 достигается еще и тем, что она имеет разные аэродинамические характеристики с двух сторон. Исключается взаимодействие вихрей, которые с одной стороны расположены в вентиляторном контуре 12, а с другой стороны прошедшие через панель 10, а затем возвратившиеся в вентиляторный контур 12. Варианты исполнения таких перфорированных панелей 10 показаны на фиг.3, 4, 5, 6, 7. Разные аэродинамические характеристики с двух сторон достигаются путем обработки передней кромки отверстий перфорированной панели 10 в виде конуса фиг.5 и 7 или закругления фиг. 6. Кроме того, такие перфорированные панели 10 имеют минимальное аэродинамическое сопротивление. Происходит плавный проход потока из вентиляторного контура 12 через панель 10 в канал 5. За счет уменьшения взаимодействия вихрей снижается уровень пульсаций потока и в вентиляторном контуре 12 и нагрузки в реверсивном устройстве 13. Аэродинамическое сопротивление потока зависит от угла между вектором скорости v потока и осью отверстия перфорированной панели 10. Величина угла а зависит от степени начальной турбулентности потока и параметров канала 5. При за счет уменьшения сил взаимодействия потоков в вентиляторном контуре 12 и канале 5 достигается уменьшение аэродинамического сопротивления потока. На фиг.5 показан вариант исполнения перфорированной панели 10 при