Вхідний пристрій заглибленого типу газотурбінної двигунної установки літального апарата

Реферат: Винахід стосується авіації, а саме повітрозабірників газотурбінних двигунних установок літальних апаратів. Вхідний пристрій малого опору, заглибленого типу, призначений для забору зовнішнього повітря й підводу його до двигуна та іншим споживачам. Технічною задачею винаходу є поліпшення параметрів, підвищення запасу стійкості силової установки, розширення області застосування вхідного пристрою заглибленого типу. Вхідний пристрій заглибленого типу містить криволінійний напрямний лоток, плавно сполучений за допомогою великих радіусів округлення й виконаний врівень з поверхнею літального апарата, короткий криволінійний повітровід, колектор, містить кільцевий відвід, що з'єднується через кільцеву щілину з відсіком двигуна, призначений для видалення пограничного шару й подачі охолоджувального повітря до двигуна. Верхня поверхня повітроводу у спряженні з поверхнею літального апарата утворює верхню губу. UA 99971 C2 (12) UA 99971 C2 UA 99971 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Винахід належить до авіації, а саме до повітрозабірників газотурбінних двигунних установок літальних апаратів. Проблема створення ефективної силової установки для приведення до руху літального апарата (ЛА) пов'язана з необхідністю рішення ряду взаємопов'язаних задач зовнішньої та внутрішньої аеродинаміки. До числа найбільш важливих питань внутрішньої аеродинаміки слід віднести питання, пов'язані з організацією повітряних потоків усередині силової установки (СУ). Від їх рішення залежать висотність та тяга двигуна, достатнє охолодження двигуна, втрати потужності на охолодження та інше. При роботі двигуна на місці або під час зльоту у вхідному пристрої (ВП) відбувається плавне прискорення потоку до рівня, що забезпечує потрібну витрату повітря через двигун. У польоті на крейсерському білязвуковому режимі відбувається гальмування набігаючого потоку до необхідного значення швидкості. У результаті компресор двигуна, незалежно від швидкості польоту, працює при оптимальних умовах. При цьому необхідно забезпечити ефективне гальмування потоку, по можливості ще до входу у внутрішні канали (зовнішнє гальмування). Зовнішнє гальмування супроводжується найменшими втратами тиску набігаючого потоку та тягне за собою зменшення втрат у наступних частинах тракту ВП. Внутрішні тракти СУ повинні бути спроектовані та мати можливість бути виконаними таким чином, щоб втрати напору в них були мінімальними. ВП повинен забезпечити достатній степінь рівномірності поля швидкостей та тисків потоку перед компресором двигуна. Щодо рішення питань зовнішньої аеродинаміки, потрібно так розмістити й організувати вхід, щоб пов'язане з цим збільшення лобового опору ЛА було мінімальним. При обтіканні ЛА потік поблизу поверхні на безвідривних режимах або у безвідривній зоні має достатньо упорядкований характер. Але низькоенергетичний пограничний шар, що накопичується вздовж поверхні перед ВП, допускає гальмування потоку перед входом в вузьких межах. Гальмування потоку з нерівномірним полем швидкостей підвищує його нерівномірність. А попадання такого потоку у внутрішні тракти погіршує ефективність гальмування й вимушує шукати рішення для запобігання попадання, по меншій мірі, найбільш загальмованої його частини у внутрішні тракти СУ, або організовувати пристрої для керування примежовим шаром. На великих швидкостях польоту або при дроселюванні відбувається так зване, "переповнення" нерегульованих ВП, викликане невідповідністю розташованих й потрібних витрат, що спричиняє більш інтенсивне гальмування потоку й відрив його від поверхні перед ВП. Це не тільки зменшує ступінь підвищення тиску перед входом, але й зазвичай порушує роботу наступних ділянок тракту ВП й найчастіше ініціює відрив потоку на зовнішній поверхні передньої кромки повітрозабірника, чим підвищує загальний опір СУ та ЛА в цілому. Нерегульований повітрозабірник проектується за вимог крейсерського польоту, або польоту з максимальною швидкістю й повинен задовільно працювати в іншому діапазоні швидкостей [В. И. Поликовский Самолѐтные силовые установки - М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1952], у зв'язку з чим існують визначені труднощі організації безвідривного підведення потрібної кількості повітря до двигуна, який працює з максимальною тягою як на основних режимах польоту, так і на режимах зльоту. Ще гостріше ці питання постають при створенні ВП підйомно-маршових двигунів ЛА вертикального зльоту й посадки. Використовувані для цих цілей перепускні створи, канали, напрямні апарати ускладнюють конструкцію й роблять її важче, підвищують загальний опір СУ на основних режимах роботи. Розширення вхідного перерізу покращує роботу ВП на малих швидкостях, але веде до надмірного гальмування потоку перед ВП на великих швидкостях і може стати причиною погіршення роботи ВП, особливо при наявності розвинутого пограничного шару перед входом, а також збільшує лобовий опір ЛА. Існують вимоги герметичності до стиків проточної частини СУ, необхідності організації охолодження двигуна і його систем, вимоги норм до рівня шуму ЛА, що експлуатуються поблизу населених пунктів. У цей час все більше розповсюдження набуває компонування із силовими установками, розміщеними частково або повністю усередині планера. Це СУ з заглибленими в тіло планера повітрозабірниками [патент SU 1793650 А1, що опублікований 27. 03. 95, Бюл. № 9]. Найбільш близьким відомим технічним рішенням є "Високоефективний повітрозабірник заглибленого типу" ("High Performance Sabmerged Air Inlet), який є розвитком прямокутного заглибленого повітрозабірника, який містить виконаний врівень з поверхнею ЛА криволінійний лоток з паралельними бічними стінками із плавно стикованими суміжними поверхнями, що входить усередину об'єму ЛА, канал перемінного перерізу із, переважно, прямолінійною віссю, який має кут до набігаючого потоку 30°, який плавно переходить до перерізу, близького до кругового, при цьому кінцева частина каналу має поворот осі і закінчується круговим фланцем. Повітрозабірник має верхню губу, яка сформована округленням стику поверхні каналу з 1 UA 99971 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 внутрішнього боку та поверхні ЛА з зовнішніми, для легкообтічного зчленування верхньої губи, бічними поверхнями виконано дві бічні частки (заглиблення). Повітрозабірник, що описаний вище, розкритий в патенті US № 54378090, що опублікований 29.03.1983. Недоліками даного технічного рішення є те, що плоска конструкція повітрозабірника не завжди вдало компонується з поверхнями подвійної кривизни, до того ж прямокутна форма в перерізі, навіть із великими закругленнями в місцях зчленувань утворюючих поверхонь, має більшу площу омиваної поверхні, чим кругове або еліптичне, а отже й більший профільний опір. Зміна форми каналу від прямокутного до кругового створює поперечні градієнти тиску, спричиняє скривлення ліній токів щодо осі каналу, особливо в шарах прилеглих до стінок, що створює додатковий опір і нерівномірності поля швидкостей у кінцевих перерізах, а також може ініціювати нестаціонарні вихрові й відривні течії на режимах близьких до критичних. Клиноподібний профіль верхньої губи з малим радіусом передньої кромки має вузький діапазон кутів підходу потоку й провокує зрив потоку з передньої кромки на нерозрахованих режимах. При збільшенні радіуса передньої кромки верхньої губи на її зовнішній поверхні з'являться великі місцеві швидкості, тобто повітрозабірник буде мати незадовільні характеристики по М н. Задачею технічного рішення, що пропонується, є розширення області застосування вхідного пристрою заглибленого типу, зменшення опору, підвищення запасу стійкості силової установки шляхом попередження "переповнення" ВП і за рахунок виділення з потоку його частини, що має найбільш рівномірні параметри, попередження пульсацій і їх демпфірування, спрощення конструкції, зменшення ваги, зниження шуму. Для вирішення поставленої задачі у вхідному пристрої заглибленого типу газотурбінної двигунної установки літального апарата, що містить у вхідній частині криволінійний напрямний лоток перемінного перерізу, плавно сполучений і виконаний врівень з поверхнею ЛА, який плавно переходить у повітровід, відповідно до винаходу, поперечні перерізи напрямного лотка мають еліптичну форму, причому вісь вхідного перерізу напрямного лотка, що є перпендикулярною площині симетрії ЛА, виконана криволінійною й такою, щоб вхідний переріз найкраще відповідав перерізу трубки потоку, повітровід має криволінійну форму, утворену при обгинанні повітроводу навколо верхньої губи, має перемінні перерізи - від еліптичного на вході до кругового на виході, виконаний з підтиском у напрямку вихідного перерізу повітроводу, форма верхньої губи утворена лемніскатою Бернуллі або кривою еліпса із внутрішнього боку й криволінійною поверхнею, наприклад, еліптичною із зовнішнього боку. ВП оснащений круговим колектором, що встановлений перед вихідним перерізом вхідного пристрою та є співвісним до двигуна, який утворений обертанням лемніскати Бернуллі або кривої еліпса, має кільцевий відвід, утворений поверхнями вихідної частини повітроводу й вхідної частини колектора, що з'єднується через кільцеву щілину з відсіком двигуна. Форма напрямного лотка й повітроводу служить для організації більш плавної течії усмоктуваного повітря й зниження профільного опору ВП. Форма верхньої губи перешкоджає утворенню відривних течій як у внутрішньому тракті, так і зовні вхідної частини ВП при роботі СУ на місці, на режимах зльоту, при маневруванні й при нерозрахованих режимах роботи СУ, а також перешкоджає ранньому виникненню локальних надзвукових стрибків ущільнення, за рахунок чого підвищується стійкість роботи ВП на різних режимах польоту й знижується загальний опір СУ. За рахунок перепуску повітря через кільцевий відвід відбувається видалення примежового шару й подача охолоджувального повітря до двигуна, а також забезпечується автоматичне регулювання витрати повітря, що також підвищує стійкість роботи СУ на всіх режимах польоту ЛА й роботи двигуна. Живлення повітрям двигуна і його систем охолодження від одного ВП знижує загальний опір СУ. На фіг. 1, 2 схематично зображений вхідний пристрій. На фіг. 3 показаний варіант компонування ВП на літальному апараті. Вхідний пристрій заглибленого типу, що показаний на фіг. 1, 2, містить криволінійний напрямний лоток 1 перемінного перерізу, плавно сполучений за допомогою великих радіусів округлення й виконаний врівень з поверхнею 2 ЛА, що має напівеліптичну форму в перерізі, короткий криволінійний повітровід 3 перемінного перерізу, колектор 4 кругового перерізу, містить кільцевий відвід, утворений між кінцевою частиною повітроводу 3 і вхідною частиною колектора 4, що з'єднується через кільцеву щілину 5 з відсіком двигуна. Верхня поверхня повітроводу 3 у спряженні з поверхнею 2 ЛА утворює верхню губу 6. Напрямний лоток 1 є відкритим дифузором і профілюється по "лініях потоків" для конкретного компонування за умови безвідривного входу потоку на максимальній швидкості польоту. Напрямний лоток 1, спрофільований як частина умовного замкнутого дифузора, фіг. 2, з постійним градієнтом швидкості, створює достатньо рівномірний і односпрямований потік перед повітроводом 3. Кривизна умовного дифузора визначається твірною донної частини 2 UA 99971 C2 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 лотка 1, що перебуває в найгірших умовах обтікання. Кут між дотичними до поверхні 2 ЛА й до нижньої твірної лотка 1, у місці їх спряження, дорівнює початковому куту розкриття дифузора, але не менш ніж 8 градусів, щоб уникнути надмірного збільшення довжини лотка. Співвідношення площі вхідного перерізу 7 умовного замкнутого дифузора й площі прохідного перерізу 8 повітроводу 3 визначається коефіцієнтом зовнішнього гальмування. Коефіцієнт зовнішнього гальмування, кут нахилу нормалі вхідного перерізу 8 повітроводу 3 до дотичної до поверхні 2 ЛА й кривизна профілю донної частини лотка 1 залежать від параметрів набігаючого потоку, які, у свою чергу, залежать від компонування ВП на ЛА й остаточна форма ВП визначається при спеціальних продувках. Повітровід 3 у вхідній частині спрягається по дотичній з поверхнею лотка 1, має перемінний по довжині переріз - від еліптичного на вході до кругового на виході, виконаний з підтиском, зі співвідношенням площ перерізів на вході й на виході, порядку 10-12 %, з'єднується з відсіком двигуна за допомогою округлення вихідної кромки з утворенням дифузора, причому наявність позаду дифузора гідравлічного опору, яким є колектор 4, сприяє безвідривній течії вздовж поверхні й вирівнюванню поля швидкостей на виході з дифузора, що дозволяє виконувати його з великим кутом розкриття, більш ніж 15°, і достатньо коротким. Кривизна повітроводу 3 формується при обгинанні верхньої губи 6, утвореної із внутрішнього боку лемніскатою Бернуллі або кривою еліпса. Колектор 4 стикується із двигуном і є його частиною, формується обертанням лемніскати Бернуллі навколо осі двигуна, побудованої з урахуванням його роботи в постійній присутності набігаючого потоку. Верхня твірна губи 6 - крива еліпса, спрягається по дотичній з поверхнею 2 ЛА й призначена для запобігання зриву потоку на нерозрахованих режимах - задовільно працює при швидкостях польоту Мн