Система підготовки повітря літального апарата з турбореактивним двоконтурним двигуном

Система підготовки повітря для літального апарата з турбореактивним двоконтурним двигуном, яка містить повітроповітряний теплообмінник, гаряча лінія якого з'єднана магістраллю добору повітря з компресором двигуна і сполучена з кабі 3 77693 4 зрив потоку. При цьому утворяться вихри, від яких тиляторним контуром 8 двигуна і сполучена з атдинамічні вібраційні навантаження, ввійшовши в мосферою. Заслінка 9 з'єднана з керуючим мехарезонанс із коливаннями заслінки, руйнують шарнізмом регулятора витрати і температури і ніри кріплення заслінки, а, входячи в резонанс із шарнірно встановлена у повітроводі 7 перед провласною частотою крил заслінки, руйнують її. Ладувною лінією 6 теплообмінника 1. У простому мінаризатор усуває п ульсації потоку лише у повітваріанті виконання повітроводу він має круглий роводі, і не впливає на створення вихрів на крилах перетин. Заслінка 9 виконана у виді круглого диска заслінки, при цьому підвищується рівень шуму. із шарніром 10 у площині симетрії диска. Шарнір Технічною задачею винаходу є створення сисрозділяє заслінку на вхідне крило 11, що повертатеми підготовки повітря з підвищеним ресурсом її ється при закритті повітроводу по потоці, і вихідне елементів шляхом усунення вібраційних переванкрило 12, що повертається при цьому проти повіттажень при обтіканні повітряним потоком заслінки ряного потоку. У повітроводі 7 між заслінкою 9 і регулятора витрати і температури в широкому теплообмінником 1 установлений пристрій стабілідіапазоні режимів роботи системи підготовки повізації повітряного потоку. Він виконаний у вигляді тря. роздільника 13 потоку на окремі канали 14 невеЗазначена задача в системі підготовки повітря ликої довжини. Канали в роздільнику 13 зорієнтодля літального апарата з турбореактивним двоковані по потоці, а сам канальний роздільник встантурним двигуном, що містить повітро-повітряний новлений у сегменті перетину повітроводу за теплообмінник, гаряча лінія якого з'єднана магіствихідним крилом 12 заслінки. Передня поверхня раллю добору повітря з компресором двигуна і 15 роздільника 13 виконана еквідистантною просполучена з кабіною літального апарата, а продуфілю крайки вихідного крила заслінки у всіх її повна лінія з'єднана повітроводом з вентиляторним ложеннях і відстоїть від неї на відстані 2мм. При контуром двигуна і сполучена з атмосферою, закруглій заслінці передня поверхня роздільника слінку з вхідним і вихідним крилами, шарнірно сферична. встановлену у повітроводі і зв'язану з регулятором Система підготовки повітря для літального витрати і температури, і пристрій стабілізації повіапарата функціонує наступним чином. тряного потоку, вирішується тим, що в ній пристрій Повітря з компресора 4 ТРДД проходить по стабілізації повітряного потоку виконано у вигляді магістралі 3 у гарячу лінію 2 повітро-повітряного канального роздільника, установленого між повіттеплообмінники 1, у якій прохолоджується і подаро-повітряним теплообмінником і заслінкою регується споживачам, наприклад у герметичну кабіну лятора витрати і температури в сегменті перетину 5 літального апарата. Охолодження повітря в тепповітроводу за вихідним крилом заслінки, при лообміннику 1 провадиться через його контакт і цьому його передня поверхня виконана еквідистатеплообмін з продувною лінією 6, в яку продувне нтною профілю крайки вихідного крила заслінки у повітря, подається від вентиляторного контуру 8 всіх її положеннях. ТРДД по повітроводу 7. Виконання пристрою стабілізації повітряного При зміні регулятором витрати і температури потоку у вигляді канального роздільника дозволяє кількості продувного повітря, наприклад повороті розтрощити вихори, що збігають з профілю крайки заслінки 9 на закриття для зменшення кількості вихідного крила заслінки при її швидкому закритті повітря, що продувається, на ній у момент руху на окремі потоки, а установка його між повітростворюється на передній поверхні вихідного крила повітряним теплообмінником і заслінкою регулято12 ущільнення повітря, а на задній поверхні - розра витрати і температури в сегменті перетину порідження. Це викликає зрив потоку з крайки заслівітроводу за вихідним крилом заслінки, дозволяє нки при перебігу потоку в розріджену зону, утвоефективно відбирати та ізолює турбулентний порюються вихри. На іншому - вхідному крилі 11 тік, що не дає йому змоги вступати в динамічний заслінки картина тиску протилежна: миттєве підрезонанс із заслінкою. До того ж на задній поверхвищення тиску створюється на задній його поверні заслінки при цьому збільшується стабільність хні. Якщо не усун ути вплив вихрів на вихідне крипотоку. Виконання передньої поверхні канального ло заслінки, то вони викликають динамічні роздільника еквідистантною профілю крайки вихінавантаження на неї. Вони можуть при відомих дного крила заслінки у всіх її положеннях розшиспіввідношеннях знаходитися в умовах акустичнорює діапазон його ефективної роботи. го резонансу й у такий спосіб служити причиною Винахід пояснюється кресленням. інтенсивної вібрації як заслінки, так і її крил. ОскіНа Фіг.1 зображена загальна схема системи, льки передня поверхня канального роздільника на Фіг.2 зображено вид на канальний роздільник у виконана еквідистантною профілю крайки вихідноплощині заслінки, відкритої уздовж повітроводу, на го крила заслінки у всіх її положеннях і розташоваФіг.3 зображено вид А (заслінка цілком відкрита), на на невеликій (2 міліметри) відстані від неї, повіна Фіг.4 зображено перетин Б-Б (перпендикулярно тряний потік з вихрами в початковій стадії, осі шарніра заслінки) обтікання заслінки повітрям збігаючи з крайки вихідного крила 12, розділяється при її закритті. по каналах і змінює свої характеристики. На задній Система підготовки повітря для літального поверхні заслінки 9 повітря з зони підвищеного апарата з турбореактивними двоконтурними двитиску за вхідним крилом 11, перетікаючи в зону гунами, містить повітро-повітряний теплообмінник зниженого тиску за вихідним крилом 12, здуває 1, гаряча лінія 2 якого з'єднана магістраллю 3 довихри в канали роздільника. Таким чином, стабілібори повітря з компресором 4 двигуна і сполучена затор потоку, виконаний у виді канального роздіз кабіною 5 літального апарата. Продувна лінія б льника, усуває вплив миттєвих завихрень повітрятеплообмінника 1 з'єднана повітроводом 7 з венного потоку на заслінку. 5 77693 6 При русі заслінки на відкриття повітроводу 7 мосферного повітря, що попадає у повітроповітряний потік підсилюється і, інтенсивно обтіповітряний теплообмінник, то заслінка 9 регулятокаючи передню і задню поверхні заслінки, прохора витрати і температури постійно знаходиться в дить як через канальний роздільник так і по повітколивальному русі, викликаючи збурення потоку. роводу в продувн у лінію теплообмінника 1, де Канальний роздільник, поглинаючи повітряні вихоінтенсивніше прохолоджує повітря, що протікає по ри на зривних режимах, запобігає виникненню дигарячій лінії. намічних вібраційних перевантажень заслінки, що Оскільки по маршруті польоту літака змінюпідвищує її ресурс. ються і режим роботи двигуна, і температура ат Комп’ютерна в ерстка М. Клюкін Підписне Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601