Путешествуя на самолетах, вы задумывались когда-нибудь о том, как работает двигатель реактивного самолета? О реактивной тяге, которая приводит его в действие, знали еще в Античные времена. Применить же ее на практике смогли только в начале прошлого века, в результате гонки вооружений между Англией и Германией.
Принцип работы двигателя реактивного самолета довольно прост, но имеет некоторые нюансы, которые строго соблюдаются при их производстве. Чтобы самолет смог надежно держаться в воздухе, они должны работать идеально. Ведь от этого зависят жизни и безопасность всех, кто находится на борту самолета.
Его приводит в действие реактивная тяга. Для этого нужна какая-то жидкость, выталкиваемая из задней части системы и придающая ей движение вперед. Здесь работает третий закон Ньютона, который гласит: “Любое действие вызывает равное противодействие”.
У реактивного двигателя вместо жидкости применяется воздух. Он создает силу, обеспечивающую движение.
В нем используются горячие газы и смесь воздуха со сгораемым топливом. Эта смесь выходит из него с высокой скоростью и толкает самолет вперед, давая ему лететь.
Если говорить об устройстве двигателя реактивного самолета, то оно представляет из себя соединение четырех самых важных деталей:
Компрессор состоит из нескольких турбин, которые засасывают воздух и сжимают его по мере прохождения через расположенные под углом лопасти. При сжатии температура и давление воздуха повышаются. Часть сжатого воздуха попадает в камеру горения, где смешивается с топливом и поджигается. Это увеличивает тепловую энергию воздуха.
Реактивный двигатель.
Горячая смесь на высокой скорости выходит из камеры и расширяется. Там она проходит через еще одну турбину с лопастями, которые вращаются, благодаря энергии газа.
Турбина соединена с компрессором в передней части двигателя, и таким образом приводит его в движение. Горячий воздух выходит через выхлоп. К этому моменту температура смеси очень высока. И еще увеличивается, благодаря эффекту Дросселирования. После этого воздух выходит из него.
Разработка самолетов с реактивным двигателем началась в 30х годах прошлого века. Англичане и немцы начали разрабатывать подобные модели. В этой гонке победили немецкие ученые. Поэтому первым самолетом с реактивным двигателем стала “Ласточка” в Люфтваффе. “Глостерский метеор” поднялся в воздух немного позднее. О первых самолетах с такими двигателями подробно рассказано в этой статье.
Двигатель сверхзвукового самолета — тоже реактивный, но уже в совершенно другой модификации.
Реактивные двигатели применяются повсеместно, а турбореактивные устанавливаются больших пассажирских лайнерах. Отличие их в том, что первый несет с собой запас топлива и окислителя, а конструкция обеспечивает их подачу из баков.
Турбореактивный двигатель самолета несет с собой лишь топливо, а окислитель — воздух — нагнетается турбиной из атмосферы. В остальном принцип его работы совпадает с тем же, что и у реактивного.
Одна из самых важных деталей у них — это лопасть турбины. От нее зависит мощность двигателя.
Схема турбореактивного двигателя.
Именно они вырабатывают тяговые усилия, необходимые для ускорения самолета. Каждый из лопастей производит в 10 раз больше энергии, чем самый обычный, автомобильный двигатель. Они устанавливаются позади камеры сгорания, в той части двигателя, где самое высокое давление, а температура доходит до 1400 градусов по Цельсию.
В процессе производства лопастей они проходят через процесс монокристаллизации, что придает им твердости и прочности.
Перед тем, как установить на самолет, каждый двигатель проверяется на полное тяговое усилие. Он должен пройти сертификацию Европейского совета по безопасности и компанией, которая его произвела. Одной из самых крупных фирм по их производству является Роллс-Ройс.
Во время Холодной войны были предприняты попытки создания реактивного двигателя не на химической реакции, а на тепле, который бы вырабатывал ядерный реактор. Его ставили вместо камеры сгорания.
Воздух проходит через активную зону реактора, понижая его температуру и повышая свою. Он расширяется и истекает из сопла со скоростью, большей чем скорость полета.
Комбинированный турбреактивно-атомный двигатель.
В СССР проводились его испытания на базе ТУ-95. В США тоже не отставали от ученых в Советском Союзе.
В 60х годах исследования в обеих сторонах постепенно прекратились. Основными тремя проблемами, которые помешали разработке, стали:
Их производство для моделей самолетов занимает около 6 часов. Сначала вытачивается базовая пластина из алюминия, к которой крепятся все остальные детали. По размеру она совпадает с хоккейной шайбой.
К ней прикрепляют цилиндр, поэтому получается что-то вроде консервной банки. Это будущий двигатель внутреннего сгорания. Далее устанавливается система подачи топлива. Чтобы его закрепить, в основную пластину вкручиваются шурупы, предварительно опущенные в специальный герметик.
Двигатель для модели самолета.
Каналы стартера крепятся с другой стороны камеры, чтобы перенаправлять выбросы газа в турбинное колесо. В отверстие сбоку от камеры сгорания устанавливается спираль накаливания. Она поджигает топливо внутри двигателя.
Потом ставят турбину и центральную ось цилиндра. На нее ставят колесо компрессора, которое нагнетает воздух в камеру сгорания. Его проверяют с помощью компьютера, прежде чем закрепить пусковую установку.
Готовый двигатель еще раз проверяют на мощность. Его звук немногим отличается от звука двигателя самолета. Он, конечно, меньшей силы, но полностью напоминает его, придавая больше схожести модели.
Похожие публикации
nasamoletah.ru
Для того, чтобы устранять образование наружных утолщений при размещении вспомогательных механизмов и коробок приводов и приводить в действие эти механизмы, в соответствии с настоящим изобретением разделительные обтекатели расположены внутри перепускного канала внешнего контура двигателя. Канал внешнего контура двигателя находится между корпусом и внутренним контуром компрессора/турбины двигателя. Обтекатели имеют достаточные габариты, чтобы разместить вспомогательные механизмы, в то время как канал внешнего контура соответственно сформирован осесимметричным для того, чтобы устранять и уравновешивать любой эффект блокирования этих обтекателей в пределах канала при наличии воздушного потока. Дополнительно обтекатели можно предусматривать для размещения масляного бака двигателя, а также для размещения механизмов фильтра/теплообменника, предназначенных для двигателя. При таких обстоятельствах поддерживается имеющий значимость удлиненный цилиндрический профиль двигателя таким образом, что для этого двигателя требуется уменьшенное поперечное сечение, позволяя этим иметь уменьшенный планер летательного аппарата, что в результате приводит к наличию улучшенного профиля волны звукового удара. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.
Настоящее изобретение касается разработки устройств авиационных двигателей и более конкретно относится к компоновкам двигателей, используемых в летательных аппаратах с высокой и сверхзвуковой скоростями полета.
В относительно современном авиационном газотурбинном двигателе некоторые вспомогательные агрегаты, такие как коробка приводов и электрический стартер/генератор, устанавливаются снаружи корпуса вентилятора внутри гондолы или планера, в пределах которых встраивается двигатель. Вспомогательные технические средства, такие как подводящие трубопроводы для смазочного масла и электрические кабели, прокладываются через обтекатели, проходящие поперек канала внешнего контура. Эти обтекатели не воспринимают на себя конструкционные силовые нагрузки, но обеспечивают при этом аэродинамическую профилированную форму вокруг вспомогательных технических средств.
Для сведения к минимуму аэродинамического сопротивления гондола и планер плотно облегают двигатель по его периферии, уменьшая лобовую площадь до ее минимальной величины. Однако имеется одно неудобство, которое состоит в том, что при профилировании аэродинамической формы планера или гондолы посредством компромисса допускается наличие утолщения для размещения вспомогательных технических средств. Ясно, что образованному любому утолщению можно придавать обтекаемую форму, но при этом подразумевается, что такое действие будет увеличивать коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата из-за наличия более крутых углов капота, требуемых для того, чтобы осуществлять рабочую операцию очистки вспомогательных технических средств. Уже известно, что при сверхзвуковых скоростях полета летательного аппарата такое утолщение будет увеличивать звуковой удар на гондоле.
В описании изобретения по патенту Великобритании №744,695 раскрыт компактный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий внутренний контур, имеющий последовательно размещенные компрессор, камеру сгорания и турбину. Поток ядра течения повернут и направлен вперед для того, чтобы протекать через камеру сгорания, которая размещена внутри множества дискретных патрубков. Двигатель дополнительно включает в себя дискретные перепускные проточные трубки, которые в периферийном направлении с чередованием размещены между трубками камеры сгорания. Поскольку трубки камеры сгорания простираются только на осевом участке перепускных труб, вспомогательные технические средства двигателя размещены между перепускными трубками и передним осевым участком трубок камеры сгорания. Хотя эта конфигурация двигателя является укороченной в связи с наличием противоточной камеры сгорания, имеется серьезный недостаток, заключающийся в том, что реверсирование газового потока вызывает существенные потери энергии потока и прерывание поступления газового потока в камеру сгорания. Кроме того, дополнительно периферийное чередование перепускных трубок и трубок камеры сгорания означает, что при любом заданном воздушном потоке через ядро течения в двигателе имеется не только кольцеобразный впуск, но при этом также ядро течения противоточной камеры сгорания занимает, по существу, существенный участок в кольцеобразном канале внешнего контура в современном обычном газотурбинном двигателе. Таким образом, перепускной газовый поток приводит к возникновению существенных энергетических проточных потерь, при этом энергия поступает в дискретные перепускные трубки. Таким образом, лобовая площадь этого двигателя может быть значительно увеличенной по сравнению с лобовой площадью обычного газотурбинного двигателя, имеющего кольцеобразный канал внешнего контура при отсутствии потока противоточной камеры сгорания. Более того, в описании изобретения по патенту Великобритании №744,695 не раскрывается ни наличие обтекателя, проходящего поперек канала внешнего контура, ни крепление вспомогательных технических средств внутри такого обтекателя. Двигатель, изготовленный в соответствии с изобретением по патенту Великобритании №744,695, не является пригодным для полета с высокими скоростями или со сверхзвуковыми скоростями.
В соответствии с настоящим изобретением предусматривается создание газотурбинного двигателя, содержащего ось вращения, вентилятор, внутренний контур двигателя, окруженный наружным корпусом с образованием перепускного канала, вспомогательные технические средства двигателя и обтекатель, при этом обтекатель проходит по существу радиально между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, причем двигатель отличается тем, что его вспомогательные технические средства размещены в пределах обтекателя.
Вспомогательные технические средства связаны с внутренним контуром двигателя с возможностью получения ими привода от него посредством использования приводного вала.
Имеются одни вспомогательные технические средства, которые содержат коробку приводов, и другие вспомогательные средства, которые смонтированы на первых с возможностью получения привода от них.
Предпочтительно вспомогательные технические средства размещены, по существу, аксиально по отношению к оси вращения двигателя, при этом другие вспомогательные средства установлены, по существу, аксиально вдоль коробки приводов для сведения к минимальной величине площади поперечного сечения обтекателя.
Альтернативно вспомогательные технические средства установлены по существу перпендикулярно к оси вращения двигателя.
При альтернативе вспомогательные технические средства расположены под углом относительно перпендикуляра к оси вращения двигателя и относительно прямой, параллельной этой оси вращения.
Предпочтительно другие вспомогательные технические средства выполнены с таким размером, который определяет аэродинамическую форму обтекателя.
Предпочтительно предусмотрено наличие, по меньшей мере, двух обтекателей, и при этом на месте их расположения не требуется наличие, по меньшей мере, двух обтекателей при обычном кольцеобразном порядке расположения направляющих лопаток.
Предпочтительно обтекатель приспособлен к передаче нагрузок от двигателя между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, при этом конструкционные нагрузки содержат любую одну или большее количество нагрузок из группы, в которую входят осевая тяговая, поперечная, вертикальная или скручивающая силовые нагрузки. При этом обтекатели являются криволинейными и выполнены так, чтобы спрямлять перепускаемый поток воздуха от вентилятора.
Предпочтительно двигатель окружен гондолой для того, чтобы сводить к минимуму значение аэродинамического сопротивления.
Предпочтительно обтекатели находятся в положении аэродинамического уравновешивания в направлении поперек двигателю.
Предпочтительно, по меньшей мере, чтобы один корпус был адаптирован к нормализации потока воздуха через перепускной канал, и такая адаптация осуществляется посредством придания бочкообразной формы, по меньшей мере, одному корпусу.
Предпочтительно обтекатели и/или корпус коробки приводов обеспечивают теплозащиту для механизмов вспомогательных технических средств.
При альтернативе масляный бак и/или теплообменники для дизельного топлива размещены в обтекателях.
Предпочтительно участок канала внешнего контура является подвижным для того, чтобы иметь доступ к обтекателю.
При альтернативе створка для доступа предусмотрена в корпусе, при этом створка для доступа предусматривается и в обтекателе.
Варианты воплощения настоящего изобретения будут теперь описываться посредством раскрытия примера его реализации со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:
фиг.1 - боковое сечение схематически представленного газотурбинного двигателя, смонтированного внутри гондолы и известного из существующего уровня техники;
фиг.2 - схематически изображенный боковой вид газотурбинного двигателя при возможной установке на крыле для высокоскоростных полетов;
фиг.3-схематически показанное продольное сечение, выполненное по горизонтальной центральной линии устройства авиационного газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.3а - сечение обтекателя по линии А-А на фиг.3;
фиг.4 - схематически изображенное сечение носового участка устройства авиационного газотурбинного двигателя, выполненного в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.5 - схематически показанное сечение обтекателя по линии В-В на фиг.4, выполненного в соответствии с дополнительным вариантом настоящего изобретения;
фиг.6 - схематически изображенное сечение переднего участка авиационного газотурбинного двигателя, взятое по горизонтальной центральной линии устройства авиационного газотурбинного двигателя, в соответствии с настоящим изобретением.
Обращая внимание на фиг.1, можно видеть, что показанный поз.10 обычно известный из существующего уровня техники двухконтурный газотурбинный реактивный двигатель имеет основную ось 11 вращения. Двигатель 10 содержит расположенные последовательно в осевом потоке воздухозаборник 12, вентилятор 13 двигателя и внутренний контур 8 двигателя, который сам содержит компрессор 14 среднего давления, компрессор 15 высокого давления, оборудование 16 для работы камеры сгорания, турбину 17 высокого давления, турбину 18 среднего давления, турбину 19 низкого давления. Двигатель 10 дополнительно включает в себя выхлопное сопло 20. Гондола 21 по существу окружает двигатель 10 и образует как воздухозаборник 12, так и выхлопное сопло 20.
Газотурбинный двигатель 10 работает обычным способом и так, чтобы воздух, входящий в воздухозаборник 12, был бы ускорен с помощью вентилятора 13 с целью получения двух воздушных потоков: первый воздушный поток протекает во внутренний контур 8 двигателя и через компрессор 14 среднего давления, а второй воздушный поток проходит через канал 22 внешнего контура для того, чтобы обеспечить осевую тягу двигателя. Компрессор 14 среднего давления сжимает воздушный поток, направленный в него, перед подачей этого воздуха в компрессор 15 высокого давления, где имеет место дальнейшее сжатие потока.
Сжатый воздух, выпущенный от компрессора 15 высокого давления, направляется к оборудованию 16 для работы камеры сгорания, где он смешивается с топливом, после чего смесь воспламеняется. Получаемые в результате нагретые продукты сгорания затем расширяются, и таким образом перед выпуском через выхлопное сопло 20 и перед потерей энергии заставляют работать турбину 17 высокого давления, турбину 18 среднего давления, и турбину 19 низкого давления при обеспечении дополнительной тяги двигателя с помощью выхлопного сопла 20. Турбина 17 высокого давления, турбина 18 среднего давления и турбина 19 низкого давления соответственно приводят в действие компрессор 15 высокого давления, компрессор 14 среднего давления и вентилятор 13 посредством соединительных валов 23, 24 и 25.
Вентилятор 13 по периферии окружен конструкционным элементом в виде корпуса 41 вентилятора, который опирается на кольцеобразно установленные выпускные направляющие лопатки 9, проходящие между корпусом 39, который окружает внутренний контур 8 двигателя.
Двигатель 10 дополнительно включает в себя агрегат 28 коробки приводов/генератора, который используется для запуска двигателя в работу и для выработки электричества, как только двигатель запускается в работу и продолжает ее в обычном режиме. Вырабатываемое электричество используется для двигателя и связанных с ним авиационных вспомогательных электрически действующих технических средств способом, хорошо известным из существующего уровня техники. Агрегат 28 коробки приводов/генератора кинематически связан с возможностью осуществления привода с высоконапорным валом 24 путем использования приводного средства 35. Однако при других вариантах воплощения изобретения агрегат 28 коробки приводов/генератора может получать привод любым одним или большим количеством валов 24, 25. При этом варианте воплощения изобретения агрегат 28 коробки приводов/генератора включает в себя внутреннюю коробку 29 приводов, присоединяющую первый ведущий вал 30 к валу 23 высокого давления, промежуточную коробку приводов 31, присоединяющую первый ведущий вал 30 ко второму ведущему валу 32, и наружную коробку 33 приводов, соединенную с возможностью осуществления привода со вторым ведущим валом 32. Наружная коробка 33 приводов с возможностью осуществления привода связана с генератором 34, который обладает способностью работы по вышеупомянутому способу. Генератор 34 и наружная коробка 33 приводов смонтированы на корпусе вентилятора и размещены в пределах гондолы 21. Первый ведущий вал 30, промежуточная коробка 31 приводов и второй ведущий вал 32 размещены в пределах распределительного обтекателя 40 канала внешнего контура.
Согласно ссылке на страницы 66-71 5-го издания книги «The Jet Engine», опубликованной компанией Rolls-Royse pls в 1986 году, ISBN 0902121235, коробка 33 приводов не только приводит в рабочее положение стартер и генератор 36, но также является приводом для других вспомогательных технических средств, таких как множество насосов. Традиционно коробка 33 приводов и приводимые вспомогательные технические средства (36) размещаются по периферии вокруг корпуса 41 вентилятора и вообще в нижней части двигателя 10.
Другие вспомогательные технические средства 36, известные из существующего уровня техники, также монтируются на корпусе вентилятора.
Вообще, газотурбинный двигатель включает в себя множество вращающихся рабочих лопаток компрессоров 13, 14, 15 и лопаток турбин 17, 18, 19, расположенных вокруг общей оси 11. При таких обстоятельствах умозрительно газотурбинный двигатель представляется цилиндрическим. Таким образом, основную форму газотурбинного двигателя представляют собой продольный цилиндр и любые механизмы 28, 36 вспомогательных технических средств, которые будут выступать наружу по отношению к основной цилиндрической форме. Что касается высокоскоростного летательного аппарата, то следует отметить, что его аэродинамический профиль и граница области полетных режимов имеют большое значение в отношении коэффициента сопротивления, а также в отношении звуковых ударов/шума. При таких обстоятельствах наличие опережающих выступов и выпуклостей, вызываемых наличием механизмов коробок приводов и вспомогательных технических средств в дополнение к основному цилиндрическому профилю двигателя, вызывает проблемы, когда стремятся сводить к минимальной величине аэродинамическое сопротивление.
На фиг.2 иллюстрируется типичное устройство двигателя для высокоскоростных полетов, расположенного на крыле 2 летательного аппарата 3. Как может быть замечено, крыло 2 связано с газотурбинным двигателем 10. При наличии высокой скорости полета и при потенциально возможной сверхзвуковой скорости полета носовой воздухозаборник гондолы является неудобным для использования из-за серьезности проблемы формирования ударной волны, и поэтому непрестанно уменьшающаяся эффективность воздухозаборника проявляется по мере возрастания скорости потока забираемого воздуха. Таким образом, при высоких скоростях полета так называемые входные конфигурации при внешнем / внутреннем сжатии, когда сверхзвуковой поток воздуха, входящий в воздухозаборник, существенно уменьшается до дозвукового потока, приводят к тому, что они являются предпочтительными для согласования с потребностями компрессора двигателя. Этот тип устройства входа воздуха, как показано на фиг.2, создает серию мягких ударных волн без чрезмерного уменьшения эффективности воздухозаборника компрессора.
Для того чтобы уменьшать аэродинамическое сопротивление, величина диаметра вентилятора сохраняется минимальной по своему значению, что приводит в результате к наличию относительно большой длины двигателя. Относительно длинный и тонкий профиль двигателя 10 получен при учете компромисса посредством удовлетворения требования размещения механизмов вспомогательных технических средств в пределах гондолы 21, что в результате в этом примере приводит к наличию, по меньшей мере, одного выступающего утолщения 5 в нижней части двигателя 10. Это утолщение 5, хотя и аэродинамически сглаженное, все еще увеличивает коэффициент аэродинамического сопротивления, а также вызывает увеличенную интенсивность звукового удара.
В идеальном случае, профиль двигателя в пределах гондолы должен быть сведен к минимальной его характеристике для того, чтобы достичь как можно низкое значение коэффициента аэродинамического сопротивления, а также при высоких скоростях полета достичь сокращения проблем, связанных с шумом во внешней среде при наличии в ней звукового удара.
Настоящее изобретение относится к компоновке двигателя, при которой механизмы вспомогательных технических средств находятся в пределах основного цилиндрического профиля двигателя, таким образом значительно уменьшая аэродинамическое сопротивление и помогая сводить к минимуму звуковой удар.
Обращая теперь внимание на фиг.3 и на фиг 4, можно видеть, что поддерживается вообще цилиндрический профиль гондолы или корпуса 21 двигателя 10 в то время, как механизмы вспомогательных технических средств размещены в пределах этого профиля. Двигатель 10 по существу конструируется так, как это описано со ссылкой на фиг.1, однако теперь будут рассматриваться те отличительные признаки, которые изложены в отношении настоящего изобретения.
В соответствии с настоящим изобретением предусмотрено наличие обтекателя 26, который расположен в пределах канала 22 внешнего контура, который охватывает механизмы 27 вспомогательных технических средств. Эти механизмы 27 вспомогательных технических средств включают в себя агрегат 28 коробки приводов / генератора, а также другие вспомогательные технические средства 36, такие как насосы для перекачивания масла, насосы для подачи топлива, электрические генераторы, предназначенные для подачи электроэнергии к техническим средствам планера, и гидравлически действующие механизмы. По существу, коробка 28 приводов теперь аксиально сопряжена (по оси 11), и каждое из приводимых вспомогательных технических средств 36 также, по существу, аксиально сопряжено в пределах обтекателя 26. Таким образом, оси вращения вспомогательных технических средств 36, получающих привод от коробки 28 приводов, по существу, являются перпендикулярно ориентированными по отношению к оси 11 двигателя.
Хотя является предпочтительным сопряжение коробки приводов и вспомогательных технических средств по существу параллельно оси 11, также является возможным их сопряжение по существу перпендикулярно или даже под углом между параллельной линией и перпендикуляром. Преимущество этого состоит в том, что приводной рычаг 54 взаимодействует с коробкой 28 приводов при наличии дающего преимущество и желательного угла (см. фиг.3) в зависимости от того, в каком месте приводной рычаг 54 взаимодействует с внутренним контуром 8 двигателя и в каком месте коробка 28 приводов смонтирована в пределах обтекателя 26.
Обтекатели 26 расположены в пределах общего цилиндрического профиля двигателя 10 и не создают выступающие утолщения, как это описано со ссылкой на фиг.2. В отличие от устройства, известного из предшествующего уровня техники, настоящее изобретение позволяет иметь более близкий к фигуре цилиндра профиль гондолы, который значительно уменьшает аэродинамическое сопротивление и/или принижает значимость звукового удара летательного аппарата.
Механизмы 27 вспомогательных технических средств соединены таким образом, чтобы обеспечивать их необходимое функционирование в соответствии с известными технологическими процессами.
На фиг.3а показана предпочтительная компоновка вспомогательных технических средств 28, 36, находящихся в пределах обтекателя, и непосредственно сам профиль обтекателя 36. Коробка 28 приводов размещена внутри по отношению к вспомогательным техническим средствам 36 и ориентирована радиально. Коробка 28 приводов соединена с возможностью осуществления привода с внутренним контуром 8 двигателя посредством приводного вала 54 и, по существу, сопряжена и скомпонована аксиально, благодаря чему представляет собой наименьшую область по отношению к потоку течения по перепускному каналу. Каждое вспомогательное техническое средство 36, получающее свой привод от коробки 28 приводов, расположено таким образом, что размер каждого из вспомогательных технических средств 36 удобно предопределяет аэродинамический профиль обтекателя 26. Такое расположение вспомогательных технических средств 28, 38 особенно приносит преимущество в уменьшении степени блокировки потока в перепускном канале 22.
Следует отметить, что, по меньшей мере, один другой обтекатель 26' может быть включен в двигатель, и этот обтекатель включает в себя другие вспомогательные технические средства 27'.
Традиционно множество направляющих лопаток 9, кольцеобразно размещенных (см. фиг.2), способно к передаче аэродинамических силовых нагрузок между внутренним контуром 8 и внешним корпусом 41 вентилятора, а затем на монтажное конструкционное крепление 58 летательного аппарата (см. фиг.4). Дополнительное преимущество настоящего изобретения состоит в том, что обтекатели 26, 26' спроектированы таким образом, что они воспринимают аэродинамические силовые нагрузки. При реализации настоящего изобретения, по меньшей мере, часть направляющих лопаток 9 может быть заменена обтекателями 26, 26', хотя существует возможность того, что все упорядоченное множество направляющих лопаток будет заменяться в том случае, если будет предусмотрено наличие не одного, а большего количества обтекателей 26, 26'.
В этом случае (см. фиг.4 и 6) обтекатели 26, 26' являются жестко соединенными между корпусом 39 внутреннего контура двигателя и корпусом 41 вентилятора или корпусом 21. Обтекатели 26, 26' представляют собой жесткую коробкообразную конструкцию 60, способную воспринимать осевую тяговую, вертикальную и горизонтальную силовые нагрузки, а также скручивающие силовые нагрузки, действующие на двигатель. Следует отметить, что для специалиста в данной области техники возможны многие различные конструкционные формы, но этот специалист легко поймет, что такие альтернативные формы должны являться техническими средствами для передачи силовых нагрузок, действующих на двигатель, между внутренним контуром 8 двигателя и корпусом 41 вентилятора. Обтекатели 26, 26' поэтому жестко присоединены к наружному корпусу 41 или 21 и к корпусу 39 внутреннего контура двигателя, при этом каждый корпус будет выполнен, по существу, кольцеобразным по форме и ему будет присуща большая жесткость. Когда обтекатели 26, 26' проходят в аксиальном направлении на относительно большой длине по сравнению с обтекателем 40 (см. фиг.2), известным из существующего уровня техники в ее данной области, реализуются дополнительные преимущества увеличенной жесткости внутреннего контура двигателя. Такие преимущества включают в себя улучшение контролирования зазоров у концевых участков лопаток, вследствие чего повышается экономичность эксплуатации.
Обращая теперь внимание на фиг.5, можно убедиться, что хорошо известным является тот факт, что направляющие лопатки также предусматриваются спрямляющими поток перепускаемого воздуха, выходящего из вентилятора 13. При дальнейшем совершенствовании настоящего изобретения для достижения дополнительного преимущества обтекатели 26, 26' также выполняются криволинейными с целью достижения аналогичного спрямления перепускаемого воздушного потока.
Обращая теперь внимание на фиг.6, можно видеть, что настоящее изобретение позволяет осуществлять размещение механизмов 27 вспомогательных технических средств в пределах обтекателя 26, но можно понимать при этом, что обтекатель 26, располагаемый в пределах перепускного канала 22, может вызывать турбулентность, блокирование и неоднородность в течении потока 24. При таких обстоятельствах осуществляется внутреннее формирование в рамках по существу концентрического размещения корпуса 21 гондолы и корпуса 39 внутреннего контура двигателя для образования перепускного канала 22 с той целью, чтобы осуществлять контролирование потока 24 для достижения эффективной эксплуатации двигателя 10. Внутреннее формирование включает в себя придание бочкообразной формы при наличии концентрического расположения корпуса 21 и корпуса 39 внутреннего контура двигателя для того, чтобы ограничивать эффект влияния введения обтекателей 26 внутрь этого канала 22. Это придание бочкообразной формы включает в себя радиальную протяженность перепускного канала 22 между местами, обозначенными радиальными протяженностями 44 и 43 и расположенными по существу далеко от обтекателей 26, 26', и соответственно местами, находящимися непосредственно и смежно положениям обтекателей 26, 26'. Величина радиальной протяженности 43 является большей, чем радиальная протяженность 44.
Это придание бочкообразной формы выполняется либо посредством формирования корпуса 21 внешнего контура или корпуса 39 внутреннего контура двигателя, либо приданием бочкообразности как корпусу 21, так и корпусу 39. Когда обтекатели 26, 26' меняют ширину по своей периферии в направлении по течению в связи с изменением размера вспомогательных технических средств, размещенных в этих обтекателях, степень бочкообразности формы также изменяется для поддержания постоянного или желательного в иных случаях профиля поперечного сечения воздушного потока. Следует учитывать, что степень придания бочкообразности формы должна быть относительно небольшой по своему значению и что наружный профиль гондолы должен поддерживаться цилиндрическим по форме, как это выше описано с указанием преимущества, получаемого от этого профилирования.
Следует также понимать, что хотя имеются возможные увеличенные вредные влияния вспомогательных технических средств на поток 24 воздуха и на традиционное ориентирование вспомогательных технических средств (в горизонтальном направлении по центральной линии), принято иметь возможность выполнения трех обтекателей, располагающихся при углах в 120 градусов, или даже четырех обтекателей, размещающихся при углах в 90 градусов. При альтернативе обтекатели в соответствии с реализацией настоящего изобретения могут находиться в неуравновешенном положении в рамках блокирования поперечного сечения при таких несимметричных изменениях, вызванных изменением поперечного сечения перепускного канала или иными причинами.
В дополнение к обтекателям 26, в которых размещаются механизмы 27 вспомогательных технических средств, следует также понимать (см. фиг.4), что могут включаться обтекатели 26, которые просто используются в качестве баков 34 для содержания смазочного масла, или они могут содержать масляные фильтры 35, или они могут быть предназначены для обеспечения соответствующего расположения теплообменников 45 для охлаждения масла или топлива. При любых особенностях учащенного технического обслуживания желательно размещать их вблизи предназначенных для этого панелей с вырезами или панелей 50 для обеспечения доступа, расположенных в корпусах двигателя.
Следует учитывать, что внутренний контур 8 двигателя, включая в себя камеру сгорания 16, а также турбины 17, 18, 19 и другие устройства, при эксплуатации двигателя будет становиться относительно нагретым. При таких обстоятельствах обтекатели 26 содержат соответствующие экранирующие средства 31, 52 для механизмов 27 вспомогательных технических средств двигателя, предохраняющие их от воздействия температур внутреннего контра 8 двигателя. При одном из вариантов воплощения настоящего изобретения это достигается тем, что используются кожух 31 коробки приводов и уплотнения корпуса 39 внутреннего контура двигателя и обтекателей 26 для того, чтобы экранировать вспомогательные технические средства в отдельной зоне. Тем не менее, следует учитывать, что поток воздуха через каналы 23 самостоятельно обеспечит охлаждение обтекателя 26, и это, в свою очередь, должно ограничить влияние нагреваемости в отношении механизмов вспомогательных технических средств, удерживаемых в пределах обтекателей 26.
Вообще, механизмы 27, удерживаемые в пределах обтекателей 26, будут снабжаться энергией, отбираемой от энергии, которую вырабатывают во внутреннем контуре 8 двигателя и затрачивают на тяговое движение, посредством смежной коробки 28 приводов. Таким образом, соответствующие радиальные приводы 54 (см. фиг.4), работающие с помощью внутреннего контура 8 двигателя, дают энергию привода этим коробкам 28 приводов и, таким образом, механизмам 27 вспомогательных технических средств, находящимся в пределах обтекателей 26. Альтернативно каждое из вспомогательных технических средств 27 может скорее получать индивидуальный привод от электрического двигателя 56, чем от радиального привода, снабжаемого энергией от двигателя.
Рабочие операции газотурбинного двигателя 10 могут осуществляться в соответствии с традиционной технологией его эксплуатации за исключением того, что обтекатели 26 позволяют осуществлять размещение механизмов 27 вспомогательных технических средств в пределах традиционного профиля обтекателя двигателя 10. Короче говоря, механизмы 27 вспомогательных технических средств расположены в пределах обтекателей 26, которые проходят по ширине перепускного канала 22. Воздушный поток 24 поддерживается благодаря соответствующему несимметричному формированию и приданию бочкообразной формы каналу 23 внешнего контура для смягчения влияния блокировки, вызванной обтекателями 26. При таких обстоятельствах даже при таком придании бочкообразности корпусу 21 двигатель 10 имеет уменьшенный диаметр поперечного сечения по сравнению с тем, который имеется у известного двигателя при реализации других целесообразных соображений (например, при наличии отогнутых профилей лопаток вентилятора или при наличии системы трубопроводов или системы каналов двигателя, проложенных между обтекателем 37 гондолы и корпусом 21 двигателя). Этот диаметр диктует величину минимального размера гондолы.
Ясно, что необходимо осуществлять техническое обслуживание коробки 28 приводов, а также механизмов 27 вспомогательных технических средств, удерживаемых в пределах обтекателей 26. При таких обстоятельствах, доступ к этим обтекателям 26 и механизмам 27 осуществляется через предназначенные для этого створки 50 доступа. Эти створки 50 доступа расположены в пределах корпуса 21 и образуют часть его конструкции, и корпус 21 определяет канал 23 внешнего контура двигателя. Створки 50 выполнены в виде шарнирных участков каналов, поворотно смонтированных относительно корпуса 21 гондолы. При альтернативе створки 50 доступа могут демонтироваться. Створки 50 доступа обеспечивают улучшенную жесткость канала 23 во время выполнения полета, в то время как зафиксированные секции 41а корпуса 41 обеспечивают конструкционную прочность для поддержания деталей двигателя (например, агрегата реверсирования тяги/регулируемого сопла). Створки 50 обеспечивают доступ во время выполнения рабочих операций по техническому обслуживанию к вспомогательным техническим средствам, находящимся в обтекателе 26, а также доступ к деталям внутреннего контура 8 двигателя.
Обращая внимание на фиг.6, можно видеть, что альтернативное обеспечение доступа включает в себя подвижный участок 21а гондолы 21, подвижную панель 62 корпуса 41, подвижную панель 64 обтекателя 26 для доступа к вспомогательным техническим средствам 27 и подвижную панель 66 корпуса 39 внутреннего контура 8 двигателя. Хотя в описании изобретения указано, что все эти панели 21а, 41, 62, 64 доступа могут быть подвижными, они могут быть смонтированы поворотными или иметь возможность демонтажа и крепления с помощью механизмов, известных из существующего уровня техники в данной области.
Для реализации более желательного профиля двигателя 10, а следовательно, и для выполнения более желательного поперечного сечения планера или гондолы, в которой этот двигатель 10 будет расположен, следует учитывать, что может быть улучшена характеристика звукового удара по сравнению с той, которая имеется у традиционных устройств газотурбинных авиационных двигателей, предназначенных для полета с высокими значениями скоростей. Кроме того, устранение вредных аэродинамических эффектов внешнего утолщения, вызывающего увеличенное сопротивление обтекателя или корпуса, должно улучшать рабочие характеристики летательных аппаратов. Кроме того, если имеется любое утолщение для получения однородности потока воздуха, оно должно будет распространяться скорее в боковом, чем в вертикальном направлении, то есть поперек планера, фюзеляжа или крыла. Более правильный профиль двигателя 10, совместимый с основой цилиндрической формой, позволяет уменьшать необходимую площадь поперечного сечения гондолы 21, сформированной вокруг двигателя 10, что, в свою очередь, позволит определить профиль фюзеляжа планера в пределах принятых норм проектирования летательных аппаратов, но с последовательным уменьшением интенсивности звуковых ударов при получении конкретных преимуществ для сверхзвукового полета.
В то время как в предшествующем описании изобретения предпринята попытка привлечь внимание к тем особенностям изобретения, которые, как уверен автор изобретения, являются имеющими конкретную важность, следует также понимать, что заявитель притязает на защиту в отношении любого патентоспособного признака или совокупности признаков, на которые здесь ранее сделана ссылка и которые здесь выше упомянуты и/или показаны на сопроводительных чертежах, независимо от того, подчеркивалось ли это специально со специфическим акцентом.
1. Газотурбинный двигатель, содержащий ось вращения, вентилятор, внутренний контур, окруженный наружным корпусом с образованием перепускного канала, вспомогательные технические средства двигателя и обтекатель, проходящий по существу радиально между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, вспомогательные технические средства двигателя размещены внутри обтекателя, где вспомогательные средства содержат коробку приводов, а другие вспомогательные технические средства смонтированы на указанных вспомогательных средствах с возможностью получения от них привода, отличающийся тем, что другие вспомогательные технические средства установлены в аксиальной последовательности к оси вращения двигателя вдоль коробки приводов для образования минимальной площади поперечного сечения обтекателя.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что вспомогательные технические средства соединены с возможностью получения привода с внутренним контуром двигателя посредством ведущего вала.
3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что другие вспомогательные технические средства имеют размеры, которые определяют аэродинамическую форму обтекателя.
4. Газотурбинный двигатель по пп.1-3, отличающийся тем, что в нем предусмотрено, по меньшей мере, два обтекателя.
5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что обтекатель приспособлен к передаче нагрузок от двигателя между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом.
6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что конструкционные нагрузки включают в себя любую одну или большее количество нагрузок из группы, в которую входят осевая тяговая, поперечная, вертикальная или скручивающая силовые нагрузки.
7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что обтекатель является криволинейным и выполнен таким образом, чтобы спрямлять перепускаемый поток воздуха от вентилятора.
8. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что двигатель окружен гондолой для того, чтобы сводить к минимуму значение аэродинамического сопротивления.
9. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатели аэродинамически сбалансированы в направлении поперек двигателю.
10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один корпус адаптирован к нормализации потока воздуха через перепускной канал.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что такая адаптация осуществляется посредством придания бочкообразной формы, по меньшей мере, одному корпусу.
12. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатели и/или корпус коробки приводов обеспечивают теплозащиту для механизмов вспомогательных технических средств.
13. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в обтекателях размещены масляный бак и/или теплообменники дизельного топлива.
14. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что участок перепускного канала является подвижным для обеспечения доступа к обтекателю.
15. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в корпусе предусмотрена створка доступа.
16. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в обтекателе предусмотрена створка доступа.
17. Летательный аппарат, включающий в себя газотурбинный двигатель, как описан в любом из предыдущих пунктов.
www.findpatent.ru
Устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека. Один из отсеков сообщается с наружным контуром, а другой через сопла - с окружающей средой. Между наружным контуром и промежуточным пространством установлены заслонки-воздухозаборники. Между промежуточным пространством и окружающей средой установлены сопла. Устройство снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления. Сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя. Изобретение позволяет уменьшить гидравлические потери в охлаждающем тракте при лучших весовых характеристиках устройства, предотвращающего помпаж авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме. 2 ил.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения.
При эксплуатации авиационных ТРДД нередки случаи, когда при взлете самолета происходит помпаж двигателя. В результате создается аварийная ситуация, в лучшем случае происходит отмена рейса и досрочный съем двигателя для ремонта.
По оценкам FAA в США насчитывается 546, а во всем мире - 2200 двигателей с подобными недостатками. Общая стоимость операций по техобслуживанию и ремонту деталей ТРДД после помпажа на взлетном режиме оценивается в 8,7 миллиона долларов (см. Air et Cosmos, 2001, 11/V, №1795, р.31).
Основная причина помпажа при взлете самолета - уменьшение запасов устойчивой работы компрессора высокого давления (КВД) вследствие увеличения радиальных зазоров при работе двигателя на взлетном режиме после приемистости. Величины радиальных зазоров по ступеням КВД в течение нескольких десятков секунд после завершения приемистости значительно превышают расчетные величины. В результате происходит уменьшение запасов газодинамической устойчивости КВД, что в ряде случаев и приводит к помпажу двигателя на режиме взлета самолета.
Известен способ предотвращения помпажа (см. патент США №3267669, кл. 60-39.28, опубликован 23.08.66), в котором при начале помпажа перепускают часть топлива из топливной магистрали в топливный бак. Недостатком этих устройств является то, что они реагируют на уже произошедший помпаж и предотвращают его дальнейшее развитие, но при этом происходит значительное уменьшение тяги двигателя.
Наиболее близким техническим решением, выбранным за прототип, является US Patent 4163366, MПK F 02 К 3/04, 1979, которое содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой - с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла.
Предлагаемое устройство отличается тем, что оно снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.
Недостатками прототипа являются:
- кольцевой охладитель, охватывающий корпус компрессора высокого давления, является внутренней обечайкой наружного контура. Воздух, входящий в промежуточный объем между наружным и внутренним контурами через входные отверстия и выходящий через выходные отверстия, протекает над корпусом компрессора с очень малой скоростью и не может эффективно охладить корпус компрессора. Поток воздуха осуществляется постоянно и на взлете и в полете. Скорость потока не регулируется;
- входные отверстия для ввода воздуха в промежуточный объем между наружным и внутренним контурами нерегулируемые;
- выходные отверстия также нерегулируемые.
Задача изобретения - предотвращение помпажа авиационного ТРДД в процессе взлета.
Техническим результатом предлагаемого устройства является предотвращение помпажа авиационного ТРДД посредством интенсивного охлаждения корпуса КВД в процессе взлета. Этот технический результат обеспечивается за счет того, что предлагаемое устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме содержит расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой - с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла, отличается тем, что устройство снабжено датчиками соответственно приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.
На фиг.1 изображена схема предлагаемого устройства. На фиг.2 показана структурная схема управления.
Заявляемое устройство содержит: кольцевой охладитель 1, корпус 2 компрессора высокого давления (КВД), промежуточное пространство 3, заслонки-воздухозаборники 4, исполнительные механизмы 5 управления заслонками-воздухозаборниками, разделительную перегородку 6, регулируемые сопла 7, исполнительные механизмы 8 управления соплами, отсек 9 перед разделительной перегородкой, отсек 10 за разделительной перегородкой, датчик 11 приемистости, датчик 12 режима работы двигателя, САУ 13 двигателя.
Работа устройства заключается в следующем.
По сигналам датчика 11 приемистости и датчика 12 режима работы двигателя САУ 13 двигателя выдает сигналы на исполнительные механизмы 5 и 8 для открытия регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4 для интенсивного охлаждения корпуса 2 КВД. Воздух из наружного контура через регулируемые заслонки-воздухозаборники 4 поступает в передний отсек 9 перед разделительной перегородкой 6 в промежуточном пространстве 3, а затем через кольцевой канал между охладителем 1 и корпусом 10 КВД выходит в отсек 10 за разделительной перегородкой 6. Из отсека 10 воздух выпускается в окружающую среду через регулируемые сопла 7. Величина скорости потока, обдувающего корпус КВД, определяется величинами площадей регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4, которые устанавливаются на основании расчетных или экспериментальных данных и задаются в память САУ 13 двигателя. После завершения работы двигателя на взлетном режиме САУ 13 двигателя выдает сигналы на исполнительные механизмы 5 и 8 для прикрытия регулируемых сопел 7 и заслонок-воздухозаборников 4 для прекращения интенсивного охлаждения корпуса КВД и установления охлаждения корпуса, необходимого для поддержания минимальных величин радиальных зазоров в КВД на крейсерских режимах полета.
Предлагаемое устройство обеспечивает предотвращение помпажа ТРДД на взлетном режиме и, кроме того, может быть использовано для поддержания минимальных величин радиальных зазоров в КВД на крейсерских режимах полета.
Устройство для предотвращения помпажа авиационного двухконтурного турбореактивного двигателя на взлетном режиме, содержащее расположенную в промежуточном пространстве между внутренним и наружным контурами разделительную перегородку, делящую его на два газодинамически связанных отсека, один из которых сообщается с наружным контуром, а другой через сопла - с окружающей средой, установленные между наружным контуром и промежуточным пространством заслонки-воздухозаборники и между промежуточным пространством и окружающей средой сопла, отличающееся тем, что устройство снабжено датчиками, соответственно, приемистости и режима работы двигателя, установленным в промежуточном пространстве кольцевым охладителем, охватывающим корпус компрессора высокого давления, сопла и заслонки-воздухозаборники снабжены приводными механизмами, регулирующими величины их площадей, а отсеки газодинамически связаны между собой посредством кольцевого охладителя.
www.findpatent.ru
