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.freepatent.ru
Изобретение относится к двигателям летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного двигателя содержит выходной патрубок (1), основное выходное сопло (2) двигателя, по меньшей мере одну поворотную заслонку (3), привод механизма управления и шумоглушитель (4). Устройство снабжено дополнительным выходным соплом (5) и распределительным патрубком (6), соосно соединенным с выходным патрубком (1) двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным (2), в виде основного выходного сопла двигателя, а другое – дополнительным (5), причем шумоглушитель (4) размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом (5). Привод механизма управления связан с заслонкой (3). Поворотная заслонка (3) установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений. Изобретение улучшает эффективность шумоглушения при взлете и посадке, снижает потери давления выходной струи и расход топлива на крейсерском режиме работы. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а именно выхлопных устройств реактивных газотурбинных двигателей для уменьшения их шума.
Снижение шума реактивных газотурбинных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла ГТД. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла ГТД. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. - 2015. - №12.1. - С. 16-17.)
Известно выходное устройство газотурбинного двигателя с использованием комбинированных глушителей шума, через которые протекает выхлопная струя ГТД (Терехов А.Л., Дробаха М.Н. Глушители шума для газоперекачивающих агрегатов: ООО «ИРЦ Газпром», 2007). Глушители этого типа эффективны при понижения уровня низко- и высокочастотных шумов вне зависимости от источника их возникновения. Кроме того, использование комбинированных глушителей шума упрощает и удешевляет процесс совершенствования конструкции глушителя с целью достижения требуемого понижения уровня шума, т.к. внесение изменений в конструкцию глушителя не затрагивает конструкцию ГТД. Недостатками этого устройства являются:
- потеря давления выхлопной струи при прохождении через глушитель;
- дополнительное внешнее аэродинамическое сопротивление корпуса глушителя.
- дополнительная масса глушителя.
Уже известно выходное устройство реактивного двигателя, содержащее установленный в мотогондоле корпус основного сопла и шумоглушитель с периферийными соплами, расположенными вокруг основного сопла. На корпусе основного сопла размещен привод, периферийные сопла установлены с возможностью осевого перемещения, соединены с последним и снабжены шарнирно закрепленными заслонками, а на мотогондоле шарнирно укреплены крышки для перекрытия периферийных сопел на крейсерском режиме. (Патент РФ №1009151, F02K 1/28, B64D 33/06, опубл. 2005 г.)
Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается за счет выдува в реактивную струю дополнительной струи газа по периферии и параллельно истекающей реактивной струе.
С помощью такого устройства можно получить снижение шума на величину 2 дБ в широком диапазоне частот Тяговые характеристики двигателя на крейсерском полете сохраняются неизменными, так как шумоглушащее устройство работает только при взлете и убирается в крейсерском полете.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести:
- потери мощности на создание дополнительной струи газа;
- уменьшение КПД двигателя вследствие воздействия на реактивную струю;
- постоянное протекание выхлопной струи двигателя через, по меньшей мере, часть элементов выхлопного устройства с соответствующей потерей давления.
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного двигателя или группы двигателей одной авиационной силовой установки на режимах взлета, набора высоты и посадки с наименьшими потерями давления на крейсерском режиме.
Предлагаются четыре варианта технического решения, из которых два варианта рассматривают авиационный, например реактивный двигатель, и два другие варианта относятся к группе авиационных двигателей одной, например, газотурбинной силовой установки.
Рассматриваем варианты авиационного, например реактивного двигателя.
Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата известное выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, основное выходное сопло двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку, привод механизма управления, и шумоглушитель, устройство снабжено дополнительным выходным соплом и распределительным патрубком, соосно соединенным с выходным патрубком двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла двигателя, а другое дополнительным, причем шумоглушитель размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом, привод механизма управления связан с заслонкой, а поворотная заслонка установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений. Привод механизма управления поворотной заслонкой может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Кроме того, известное выходное устройство реактивного двигателя, содержащее выходной патрубок, примыкающее к нему основное выходное сопло двигателя, шумоглушитель и привод механизма управления, согласно второму варианту предлагаемого технического решения, устройство дополнительно снабжено автономной гондолой для установки шумоглушителя, механически связанной с корпусом двигателя, механизмом для перемещения шумоглушителя, и дополнительным выходным соплом в виде сопла шумоглушителя, причем впускной патрубок шумоглушителя размещен соосно с примыканием к основному выходному соплу двигателя и шумоглушитель выполнен с возможностью перемещения шумоглушителя из положения примыкания впускного патрубка шумоглушителя к основному выходному соплу двигателя на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Кроме того, рассматриваем варианты для группы авиационных двигателей одной силовой установки.
Предлагаются варианты решения поставленной задачи с группой авиационных двигателей, например газотурбинных, двухмоторной силовой установки.
Уже известно выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, например, двухмоторной газотурбинной силовой установки, представляющее собой насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухмоторной силовой установки вертолета, выполненный в виде трубчатого элемента (представляющий собой выходное сопло), примыкающего к выходу выхлопного патрубка, причем плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так, что проекция нормали к плоскости плоскость выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30° с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную составляет угол 3-5° с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза (Патент РФ №2230005, B64D 33/04, опубл. 2004 г.).
Благодаря указанной геометрии его срез на выходе повернут назад-вниз и имеет меньшую площадь. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка выхлопного патрубка обеспечивают существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства.
Изменение площади и геометрии выходного сечения насадка позволило уменьшить до 60% неравномерность скорости выхлопной струи практически без увеличения ее максимального значения.
При работе газотурбинных двигателей интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства на режимах взлета, висения и на крейсерской скорости уменьшилось в сравнении с устройством-прототипом. Минимальный заброс выхлопных газов позволил улучшить на 5-10% характеристики силовой установки на режиме висения. Кроме этого влияние направления и скорости ветра сведено к нулю.
Известная из вышеуказанного патента геометрия насадка позволяет за счет расположения выходного среза насадка сформировать канал специального профиля, обеспечивающий изменение направления струи в канале и направления истечения газовой струи, что приводит к уменьшению заброса истекающих из выхлопного патрубка газовых струй в воздухозаборные устройства двигателей, а, следовательно, это позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести: - практически отсутствие влияния на акустические характеристики группы двигателей авиационной силовой установки.
Согласно третьему варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, устройство дополнительно снабжено шумоглушителем, общим для группы двигателей и распределительным патрубком, примыкающим к выходным патрубкам каждого из двигателей, выполненным с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и поворотными заслонками, установленными в распределительном патрубке и связанными с механизмом управления их перемещением, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления на каждый двигатель в группе, одно из которых снабжено выходным соплом, а другое ответвление для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе выходным патрубком, соосно примыкающим к впускному патрубку шумоглушителя, и поворотные заслонки установлены с возможностью попеременного перекрытия для всех двигателей в группе выходных ответвлений распределительного патрубка, снабженных выходными соплами или перекрытия выходных ответвлений распределительного патрубка, сообщенных с впускным патрубком шумоглушителя.
Механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.
Согласно четвертому варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей, дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем, автономной гондолой для размещения шумоглушителя, механически связанной с корпусом, по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, примыкающей к выходным соплам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, размещенной соосно впускному патрубку шумоглушителя, сообщенной с ним, а шумоглушитель вместе с распределительным патрубком выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части распределительного патрубка к выходным соплам каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим.
В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.
Сущность предлагаемых технических решений поясняется графически.
На фиг. 1 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «А»).
На фиг. 2 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «В»).
На фиг. 3 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения на режиме шумоглушения.
На фиг. 4 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «С»).
На фиг. 5 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «D»).
На фиг. 6 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения.
Представленное на фиг. 1-2 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходной патрубок 1, основное выходное сопло 2 двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку 3, привод механизма управления (не показан), и шумоглушитель 4.
Устройство дополнительно снабжено дополнительным выходным соплом 5 и распределительным патрубком 6, соосно соединенным с выходным патрубком 1 двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки 3 на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления 7, 8, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла 2 двигателя, а другое дополнительным 5, причем шумоглушитель 4 размещен в одном из ответвлений 7 перед дополнительным выходным соплом 5, привод механизма управления (не показан) связан с заслонкой 3, а поворотная заслонка 3 установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений 7, 8. Механизм управления поворотной заслонкой 3 выполнен рычажным и его привод (не показан) может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.
Посредством перекрытия ответвления 8 поворотной заслонкой 3 (положение «А») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, проходит через ответвление 7 и размещенный в этом ответвлении шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 5 шумоглушителя 4.
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвления 7 поворотной заслонкой 3 (положение «В») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, далее проходит через ответвление 8, его основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.
Представленное на фиг. 3 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения на режиме шумоглушения, содержит выходной патрубок 1 двигателя, примыкающее к выходному патрубку 1 и связанное с ним основное выходное сопло 2 двигателя, шумоглушитель 4, снабженный дополнительным выходным соплом 9 и впускным патрубком 10, и привод механизма управления (не показан), связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя.
Устройство также снабжено автономной гондолой (не показана) для установки шумоглушителя 4, механически связанной с корпусом (не показан) двигателя, а шумоглушитель 4 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к основному выходному соплу 2 на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу (не показана) на крейсерском режиме.
Привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 4. Механизм 11 перемещения шумоглушителя 4 в автономную гондолу (не показана) может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом (не показан).
Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 4 в положении примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к выходному соплу 2 двигателя, причем впускной патрубок 10 шумоглушителя 4 и выходное сопло 2 двигателя располагают соосно между собой и с примыканием. Выхлопная струя двигателя поступает во впускной патрубок 10 шумоглушителя 4, в шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 9 шумоглушителя 4.
При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом (не показан), фиксирует глушитель 4 в положении, отсоединенном от основных выходных сопел 2, с размещением его автономной гондоле (не показана). Выхлопная струя двигателя проходит через основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения представленное на фиг. 4, 5 на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2 каждого из двигателей, шумоглушитель 12, общий для группы двигателей и распределительный патрубок 13, примыкающий к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей, распределительный патрубок 13 выполнен с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связан с шумоглушителем 12, и поворотными заслонками 14, установленными в распределительном патрубке 13 и связанными с механизмом управления (не показан) их перемещением. Корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления 15, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления 16, 17 на каждый двигатель в группе, одно из которых 17 снабжено выходным соплом 2, а другое ответвление 16 для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе впускным патрубком 18 шумоглушителя 12. Каждая поворотная заслонка 14 закреплена напротив выходного патрубка 1 каждого из двигателей, соответственно, между ответвлениями 16 и 17 распределительного патрубка 13, соответственно, с возможностью попеременного перекрытия обоих ответвлений 17 для обеспечения свободного сообщения выходной части распределительного патрубка 13 только с впускным патрубком 18 шумоглушителя 12 в положении «С» на режиме шумоглушения или с возможностью перекрытия обеими поворотными заслонками 14 обоих ответвлений 16 выходной части распределительного патрубка 13 для обеспечения свободного сообщения только с ответвлениями 17, каждое из которых снабжено выходным соплом 2, в положении «D» на крейсерском режиме.
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки осуществляется следующим образом. Посредством перекрытия ответвлений 17 обеими поворотными заслонками 14 (положение «С») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 13, проходит через ответвления 16 выходного патрубка 13, примыкающие к впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, проходит через шумоглушитель 12 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное соплом 7 шумоглушителя 12.
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвлений 16 распределительного патрубка 13 обеими поворотными заслонками 14 (положение «Д») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть 15 распределительного патрубка 13, далее через ответвления 17 проходит через выходные сопла 2, минуя глушитель 12, без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12.
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения, представленное на фиг. 6 содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей. Устройство дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем 12, автономной гондолой (не показана) для размещения шумоглушителя 12, механически связанной с корпусом (не показан), по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком 13 с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем 12. Снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя (не показан), причем корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью 15, примыкающей к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе и сообщенной с ними, и выходной частью 16, размещенной соосно впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, сообщенной с ним. Шумоглушитель 12 вместе с распределительным патрубком 13 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части 15 распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу (не показана) на крейсерском режиме, а привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом для перемещения 11 шумоглушителя 12.
Механизм 11 для перемещения шумоглушителя 4, может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например двухмоторной силовой установки, осуществляется следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм управления механически связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 12 жестко связанный с распределительным патрубком 13 в положении примыкания входной части распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе. При этом уровень шума выходной струи двигателей, пройдя через глушитель 12, существенно снижается. При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует глушитель 12, жестко связанный с распределительным патрубком 13, в положении, отсоединенном от выходных сопел 2 двигателей, с размещением в гондоле.
На режиме взлета и набора высоты тяга двигателя обеспечивается с учетом потерь давления в глушителе 12. Однако на крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя 12 перед выходными соплами 2 двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета, который является самым продолжительным режимом в полете.
Применение предложенного технического решения в вариантах позволит существенно поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, снизить потери давления выходной струи и, как следствие, расход топлива на крейсерском режиме работы.
1. Выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, основное выходное сопло двигателя, по меньшей мере одну поворотную заслонку, привод механизма управления и шумоглушитель, отличающееся тем, что устройство снабжено дополнительным выходным соплом и распределительным патрубком, соосно соединенным с выходным патрубком двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла двигателя, а другое - дополнительным, причем шумоглушитель размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом, привод механизма управления связан с заслонкой, а поворотная заслонка установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений.
2. Выходное устройство авиационного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что привод механизма управления поворотной заслонкой выполнен гидравлическим.
3. Выходное устройство авиационного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что привод механизма управления поворотной заслонкой выполнен электрическим.
4. Выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, примыкающее к нему основное выходное сопло двигателя, шумоглушитель и привод механизма управления, отличающееся тем, что устройство дополнительно снабжено автономной гондолой для установки шумоглушителя, механически связанной с корпусом двигателя, механизмом для перемещения шумоглушителя, и дополнительным выходным соплом в виде сопла шумоглушителя, причем впускной патрубок шумоглушителя размещен соосно с герметичным примыканием к основному выходному соплу двигателя, и шумоглушитель выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания впускного патрубка шумоглушителя к основному выходному соплу двигателя на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.
5. Выходное устройство по п. 4, отличающееся тем, что механизм для перемещения шумоглушителя выполнен рычажным с гидравлическим приводом.
6. Выходное устройство по п. 4, отличающееся тем, что механизм для перемещения шумоглушителя выполнен рычажным с электрическим приводом.
7. Выходное устройство группы авиационных двигателей силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла каждого из двигателей, отличающееся тем, что устройство дополнительно снабжено шумоглушителем, общим для группы двигателей и распределительным патрубком, примыкающим к выходным патрубкам каждого из двигателей, выполненным с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и поворотными заслонками, установленными в распределительном патрубке и связанными с механизмом управления их перемещением, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления на каждый двигатель в группе, одно из которых снабжено выходным соплом, а другое ответвление для каждого двигателя в группе сообщено с общим для всех двигателей в группе выходным патрубком, соосно примыкающим к впускному патрубку шумоглушителя, и поворотные заслонки установлены с возможностью попеременного перекрытия для всех двигателей в группе выходных ответвлений распределительного патрубка, снабженных выходными соплами или перекрытия выходных ответвлений распределительного патрубка, сообщенных с впускным патрубком шумоглушителя.
8. Выходное устройство группы авиационных двигателей по п. 7, отличающееся тем, что механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с гидравлическим приводом.
9. Выходное устройство группы авиационных двигателей по п. 7, отличающееся тем, что механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с электрическим приводом.
10. Выходное устройство группы авиационных двигателей силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей, отличающееся тем, что устройство дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем, автономной гондолой для размещения шумоглушителя, механически связанной с корпусом, по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, примыкающей к выходным соплам каждого из двигателей в группе и сообщенной с ними, и выходной частью, размещенной соосно впускному патрубку шумоглушителя, сообщенной с ним, а шумоглушитель вместе с распределительным патрубком выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части распределительного патрубка к выходным соплам каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу на крейсерском режиме.
11. Выходное устройство группы двигателей газотурбинной силовой установки по п. 10, отличающееся тем, что механизм управления перемещением шумоглушителя выполнен рычажным с гидравлическим приводом.
12. Выходное устройство группы двигателей газотурбинной силовой установки по п. 10, отличающееся тем, что механизм управления перемещением шумоглушителя выполнен рычажным с электрическим приводом.
www.findpatent.ru
Группа изобретений относится к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие. В способе работы авиационного газотурбинного двигателя, включающем процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для получения сверхзвуковой скорости осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней кольцевой неподвижной закритической расширяющейся части сопла Лаваля. В авиационном газотурбинном двигателе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, создающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода, близким к 90 градусов. С минимальным зазором за турбиной низкого давления установлена неподвижная часть, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с зеркальной системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания. Достигается увеличение секундного расхода газа, выходящего из оптического резонатора, приводящего к увеличению мощности лазера и тяги двигателя, а также повышение надежности лазера. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относятся к боевой авиации, на борту которой устанавливается лазерное оружие [Системы защиты летательных аппаратов вооруженных сил стран НАТО от управляемых ракет].
Лазерное оружие является оружием направленной энергии мощного лазерного излучения. Оно имеет ряд преимуществ:
- низкую стоимость применения по сравнению с боеприпасами артиллерийского и ракетного оружия;
- «глубокий магазин» - боезапас лазера ограничен только запасами топлива;
- высокая точность поражения.
Основой такой системы поражения является мощное лазерное устройство. За рубежом и в нашей стране для создания лазерного устройства большой выходной мощности разрабатывают автономные системы, которые обладают высокими массогабаритными характеристиками. Такие системы имеют наземное или морское базирование [Разработка за рубежом боевых лазерных систем для борьбы с низко летящими целями. Зарубежное военное обозрение №4, 2014, Разработка лазерного оружия для надводных кораблей ВМС США. Зарубежное военное обозрение №6, 2014.], где проблемы веса и места для их размещения не являются принципиально важными и определяющими. В авиации в настоящее время такие системы могут быть установлены только на специальных транспортных самолетах с большой грузоподъемностью.
Большие мощности излучения (более 100 кВт) можно получить с помощью газодинамических CO2-лазеров на жидких компонентах, которые эффективны, благодаря следующим особенностям:
- прямому преобразованию тепловой энергии в лазерное излучение;
- отсутствию электрических источников питания большой мощности;
- отсутствию дополнительных устройств для выброса отработанных газов в атмосферу;
- сравнительной простоте принципа работы.
Так как газы CO2 + N2 + h3O всегда присутствуют в газовом потоке турбореактивных двигателей, то бортовые газодинамические лазеры могут быть созданы на базе функционирующих силовых установок летательных аппаратов.
В газодинамическом лазере (ГДЛ) основным энергоносителем является азот - N2, а излучающим газом - СО2. Для перекачки энергии в молекулы СО2 используются колебательно возбужденные молекулы азота, обладающие большим временем колебательной релаксации. В процессе нагрева смеси газов молекулы СО2 и N2 возбуждаются при столкновении друг с другом. Однако молекула N2 имеет 8 уровней возбуждения и только один первый уровень резонансно связан с верхним лазерным уровнем молекулы СО2. Так как колебательные уровни СО2 и первый уровень N2 близки по частоте, то происходит резонансный обмен энергией от возбужденных молекул N2 к молекулам СО2. Влияние же остальных возбужденных уровней на возбуждение молекулы СО2 незначительно. Но так как молекулы первого возбужденного уровня составляют 8% от всей энергии газа, то максимальное КПД лазерного излучения смеси СО2 - N2 не превышает 3,5%.
Известен (патент РФ №2516985) «Способ работы авиационного газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления», в котором элементы лазера интегрированы в контур газотурбинного двигателя. Такой способ включает процесс сжатия воздуха в компрессорах, подвод тепла в камере сгорания, расширение рабочего тела на лопатках турбины высокого давления и в реактивном сопле. Для создания инверсии населенности вращающаяся сопловая решетка лазера разработана на основе турбины
высокого давления. Рабочие лопатки этой турбины выполнены в виде последовательности сопел Лаваля, после которых установлена биротативная турбина активного облопачивания. Скорость выхода рабочего газа из турбины, названной суперреактивной, сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении равен ≅90 градусов. В таком двигателе в процессе сверхзвукового расширения газового потока создается инверсия населенности, вызывающая когерентное лазерное излучение, которое, поступая в проточный оптический резонатор, фокусируется и выводится на систему управления лучом. Сверхзвуковой газовый поток, выходящий из оптического резонатора, поступает на турбину низкого давления и далее на реактивное сопло, создавая тягу.
Недостатком данного способа работы авиационного двигателя является низкий уровень перепада давления на каскаде высокого давления, который даже у перспективных двигателей не превышает величин более 4-6. Последнее ограничивает кпд излучения рабочего тела на уровне 0,5-1,0%.
Кроме того, наличие сопел Лаваля на лопатках турбины высокого давления и установка в двигателе между турбинами высокого и низкого давления оптического резонатора ухудшит тяговые характеристики двигателя. Данный патент выбран в качестве прототипа.
Технической задачей предлагаемой группы изобретений является создание способа работы турбореактивного двигателя и устройство для его осуществления, в первый контур которого интегрированы элементы газодинамического лазера, обеспечивающие высокую мощность лазерного излучения при минимальных массогабаритных характеристиках.
Газодинамический лазер традиционно состоит из трех основных элементов: нагревателя газового потока (газогенератора), сопловой решетки, обеспечивающей адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс за счет движения их со сверхзвуковой скоростью и оптического резонатора.
Техническая задача достигается тем, что используется способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий процессы сжатия
воздуха в компрессорах высокого и низкого давлений, подвод тепла в камере сгорания, расширение газового потока для придания ему сверхзвуковой скорости. При этом расширение газового потока осуществляют через бинарную систему, состоящую из турбины низкого давления, лопатки которой выполнены в виде сопел Лаваля, и установленного за ней неподвижного сверхзвукового продолжения расширяющейся части сопла Лаваля. Такая турбина низкого давления двигателя не только обеспечивает вращение компрессора низкого давления, но одновременно выполняет функции сопловой решетки.
Предлагаемая структура ГДЛ предусматривает, что камера сгорания, находящаяся в первом контуре двигателя, используется в качестве газогенератора. В ней в результате сгорания топлива происходит формирование и нагрев (тепловая накачка) газового потока. Газовый поток обеспечивает создание тяги и одновременно его нагретые до высоких температур газы CO2 и N2 участвуют в создании лазерного излучения.
Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс, движущихся со сверхзвуковой скоростью, обеспечивает сопловая решетка, особенность которой состоит в том, что она бинарная и одна ее часть построена на основе турбины низкого давления, у которой лопатки выполнены в виде совокупности сопел Лаваля, а вторая часть в виде неподвижной расширяющейся части кольцевого сопла Лаваля, установленного на минимальном расстоянии от вращающейся турбины.
Перепад температур сверхзвукового газового потока, проходящего через сопловую решетку, создает в газовом потоке инверсию населенности, равную разности между плотностями населенности верхнего и нижнего энергетических уровней молекул СО2. С некоторого момента от начала расширения газового потока быстрое падение населенности верхнего уровня молекул СО2 сменяется их медленным падением, тогда как населенность нижнего уровня продолжает уменьшаться с заметной скоростью. В результате возникает разность плотностей населенности
между верхним и нижним уровнями. Разности энергий верхних и нижних состояний определяют энергию, которая преобразуется в лазерное излучение.
При построении ГДЛ в основном контуре двигателя после бинарной сопловой решетки дополнительно устанавливают только оптический резонатор и створки, закрывающие его зеркала.
Оптический резонатор представляет собой проточное устройство с установленными внутри друг против друга зеркалами, ось которых перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из сопловой решетки газ с высоким уровнем инверсии населенности, который генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн (10,6 мкм). Резонатор, кроме того, фокусирует и выводит когерентное лазерное излучение на систему наведения излучения на цель.
В таком турбореактивном двигателе газовый поток постоянно в течение всего полета ЛА проходит через ГДЛ, обеспечивая высокую готовность лазера к применению. Кроме того, он создает высокую мощность излучения, благодаря большому секундному расходу газа через сопловую решетку. При этом обеспечиваются минимальные массогабаритные характеристики лазера, так как они определяются только аналогичными характеристиками оптического резонатора и системы включения и выключения ГДЛ.
Кроме того, при прекращении работы газодинамического лазера путем закрытия зеркал резонатора створками для исключения их прогара уменьшают мощность излучения лазера, для чего двигатель переводят на режим малой тяги.
При таком способе достигается большая по сравнению с прототипом степень расширения газового потока, обеспечивающая более высокую инверсию населенности, а следовательно, и более высокую мощность лазерного излучения.
Предлагаемый авиационный газотурбинный двигатель с газодинамическим лазером состоит из входного направляющего аппарата, компрессоров низкого и высокого давления, камеры сгорания, турбин высокого и низкого давления, выходного сопла и элементов ГДЛ, интегрированных в первый контур двигателя.
При этом в ГДЛ качестве газогенератора используется камера сгорания газотурбинного двигателя, в которой в результате сгорания топлива (тепловая накачка) происходит тепловое возбуждение смеси газов СО2, N2, h3O и других.
Адиабатическое охлаждение нагретых газовых масс осуществляется бинарной системой. В такой системе рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде последовательности сопел Лаваля. Минимальное критическое сечение между лопатками такой турбины, названной суперреактивной, находится в районе входной кромки. Скорость выхода рабочего тела из суперреактивной турбины сверхзвуковая (1,1<М<1,2), угол выхода рабочего тела в абсолютном движении близок к 90 градусов. За суперреактивной турбиной низкого давления на минимальном расстоянии от вращающейся турбины устанавливается неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля. На срезе неподвижной расширяющейся части сопла устанавливается кольцевой оптический резонатор, который представляет собой проточное устройство с расположенными внутри друг против друга зеркалами. Ось резонатора перпендикулярна потоку газа. В объеме между зеркалами протекает выходящий из бинарной системы газ с высоким уровнем инверсии населенности. Переход в резонаторе молекул CO2 из высокоэнергетических состояний в состояния с меньшей энергией генерирует электромагнитное излучение в лазерном диапазоне длин волн. Резонатор фокусирует лазерное излучение и выводит его через специальное окно из двигателя. Включение и выключение лазерного излучения в процессе работы газотурбинного двигателя обеспечивается с помощью системы управления, сигнал от которой поступает на ее исполнительные
элементы. В качестве исполнительных элементов системы управления включением и выключения лазера используются продольные створки, открывающие или закрывающие зеркала оптического резонатора. Чтобы при закрытии не прожечь створки лазерным лучом, необходимо сначала на короткое время прекратить излучение путем приведения инверсии населенности к нулю, а потом переместить створки, закрыв ими зеркала. Кратковременно резко снизить инверсию населенности газового потока можно путем перевода двигателя в режим малой тяги.
На фиг. 1. показана схема двухконтурного авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером.
На схеме изображены: входной направляющий аппарат с компрессором низкого давления - 1, разделительный корпус - 2, компрессор высокого давления - 3, корпус второго контура 4, камера сгорания - 5, направляющий аппарат турбины высокого давления - 6, турбина высокого давления - 7, направляющий аппарат турбины низкого давления - 8, турбина низкого давления - 9, неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля - 10, исполнительные элементы системы включения и выключения излучения - 11, оптический резонатор - 12, система прицеливания - 13, выходное сопло - 14, выходное сопло второго контура - 15.
Двухконтурный авиационный газотурбинный двигатель работает следующим образом. Набегающий поток воздуха поступает во входной направляющий аппарат, сжимается компрессором низкого давления 1 и в разделительном корпусе 2 делится на две части. Одна часть поступает в корпус второго контура 4, а вторая идет в первый контур на компрессор высокого давления 3. Воздух высокого давления и топливо (не показано) поступают на камеру сгорания 5. В результате горения на выходе камеры сгорания образуется высокотемпературный газовый поток. В объеме газового потока процентное содержание молекул углекислого газа CO2 для различных условий работы двигателя составляет от 2,7% до 6,9%, а содержание молекул азота N2 от 75,3% до 77,2%.
Высокотемпературный газовый поток, проходя через направляющий аппарат турбины высокого давления 6, поступает на турбину высокого давления 7, которая приводит во вращение вал компрессора высокого давления. Выходной газовый поток с турбины высокого давления поступает на направляющий аппарат 8 и далее на турбину низкого давления 9, которая приводит во вращение вал компрессора низкого давления. Рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, образуя вращающуюся сопловую решетку. Газовый поток, проходя через нее, расширяется, увеличивает скорость до сверхзвуковой, при этом на ее выходе снижается температура и давление газа. С выхода турбины низкого давления расширенный газовый поток поступает на неподвижную расширяющуюся часть кольцевого сопла 10, где еще сильнее расширяется.
Сверхзвуковой газовый поток с инверсией населенности проходит через оптический резонатор 12, в котором создается и фокусируется лазерное излучение в диапазоне 10,6 мкм и направляется на систему прицеливания 13. Кроме того, из оптического резонатора сверхзвуковой газовый поток поступает на выходное сопло 14, создавая реактивную тягу.
Воздух второго контура, проходя через сопло 15, увеличивает общую тягу, кроме того, его ответвления (не показано) используются для охлаждения некоторых нагретых узлов двигателя.
Лазерное излучение включается и выключается с помощью створок 11, выполненных из термостойкой керамики, которые являются исполнительными элементами системы управления газодинамическим лазером. В зависимости от знака сигнала управления с борта ЛА обеспечивается ввод или вывод створок в оптический резонатор, т.е. закрытие или открытие его зеркал, а следовательно, включение или выключение ГДЛ.
В газодинамическом лазере мощность излучения определяется выражением N=W×G,
где W - удельная мощность излучения лазера,
G - секундный расход газа через сопловую решетку.
Проведенные расчеты показывают, что при полете на высоте 10 км (наружное давление Рнар=0,0265 МПа) и при скорости полета М=1,5 степень понижения давления на рабочем колесе турбины низкого давления Пт≅2,7, а на неподвижной расширяющейся части сопла Пс=8,44. В результате степень понижения давления в бинарной системе 2,7*8,44≅22,8.
Полная температура газа перед турбиной низкого давления Т4=1180 К, а за турбиной Т5=954 К. Статическая температура рабочего газа на выходе из неподвижной расширяющейся части сопла Т6=558 К, а скорость истечения из него газа Мс=2,015.
При давлении газа перед турбиной низкого давления Р0=5 атм и температуре Т0=1180 К удельная мощность равна W=10 кВт/(кг/с) [В.Н. Макаров, С.А. Лосев Газодинамические лазеры при невысоких начальных температурах. Письма в ЖТФ, том 22, вып. 3, 1996]. При расходе газа через сопловую решетку 60-80 кг/с и удельной мощности излучения 10 кВт/(кг/с) можно получить мощность лазерного излучения 600-800 кВт, которой в избытке хватит для поражения цели. Так как мощность газодинамического лазера зависит от секундного расхода газа через сопловую решетку, то ее значением можно управлять, изменяя режим работы двигателя.
Разработка и изготовление авиационного газотурбинного двигателя с интегрированным в него газодинамическим лазером для нашей авиационной промышленности не вызывает серьезных трудностей и проблем.
1. Способ работы авиационного газотурбинного двигателя, включающий процессы сжатия воздуха в компрессорах высокого и низкого давлений, создание в камере сгорания высокотемпературного газового потока, расширение его на турбинах высокого и низкого давления для создания тяги, а также формирование и вывод лазерного излучения с помощью оптического резонатора, отличающийся тем, что процесс расширения газового потока осуществляют в бинарной системе, включающий процесс сверхзвукового расширения газа на рабочих лопатках турбины низкого давления, которые выполнены в виде сопел Лаваля, и дальнейшего сверхзвукового расширения в неподвижной расширяющейся части кольцевого сопла Лаваля, обеспечивающих создание в сверхзвуковом потоке инверсии населенности, которую используют для формирования и вывода когерентного лазерного излучения, при этом для выключения газодинамического лазера двигатель переводят на режим малой тяги и закрывают створками зеркала оптического резонатора.
2. Авиационный газотурбинный двигатель, включающий входной направляющий аппарат, компрессоры низкого и высокого давления, камеру сгорания, турбины высокого и низкого давления, систему генерации и вывода когерентного излучения и реактивное выходное сопло, отличающийся тем, что рабочие лопатки турбины низкого давления выполнены в виде сопел Лаваля, обеспечивающих на выходе турбины сверхзвуковой газовый поток с углом выхода в абсолютном движении, близким к 90 градусов, при этом за турбиной низкого давления установлена неподвижная расширяющаяся часть кольцевого сопла Лаваля, за срезом которой расположен проточный оптический резонатор с системой фокусировки и вывода лазерного луча на систему прицеливания, кроме того, на двигателе установлены исполнительные элементы системы включения и выключения лазерного излучения.
www.findpatent.ru
Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкции и размещению на авиационной силовой установке элементов, а именно выхлопных устройств реактивных газотурбинных двигателей для уменьшения их шума.
Снижение шума реактивных газотурбинных двигателей является одной из серьезных проблем современной авиации. Установлены предельные допустимые значения уровня шума самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки, которые постоянно ужесточаются. Шум авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) складывается из шумов внутренних агрегатов и узлов (компрессора, турбины, камеры сгорания и др.) и шума выхлопной струи из сопла ГТД. На основании экспериментальных данных установлено, что наибольший шум возникает от выхлопной струи из сопла ГТД. (Виноградов В.Ю., Сайфуллин А.А., Зигангирова Р. Теоретический подход к вопросам разработки систем глушения шума авиационных ГТД // Молодой ученый. - 2015. - №12.1. - С. 16-17.)
Известно выходное устройство газотурбинного двигателя с использованием комбинированных глушителей шума, через которые протекает выхлопная струя ГТД (Терехов А.Л., Дробаха М.Н. Глушители шума для газоперекачивающих агрегатов: ООО «ИРЦ Газпром», 2007). Глушители этого типа эффективны при понижения уровня низко- и высокочастотных шумов вне зависимости от источника их возникновения. Кроме того, использование комбинированных глушителей шума упрощает и удешевляет процесс совершенствования конструкции глушителя с целью достижения требуемого понижения уровня шума, т.к. внесение изменений в конструкцию глушителя не затрагивает конструкцию ГТД. Недостатками этого устройства являются:
- потеря давления выхлопной струи при прохождении через глушитель;
- дополнительное внешнее аэродинамическое сопротивление корпуса глушителя.
- дополнительная масса глушителя.
Уже известно выходное устройство реактивного двигателя, содержащее установленный в мотогондоле корпус основного сопла и шумоглушитель с периферийными соплами, расположенными вокруг основного сопла. На корпусе основного сопла размещен привод, периферийные сопла установлены с возможностью осевого перемещения, соединены с последним и снабжены шарнирно закрепленными заслонками, а на мотогондоле шарнирно укреплены крышки для перекрытия периферийных сопел на крейсерском режиме. (Патент РФ №1009151, F02K 1/28, B64D 33/06, опубл. 2005 г.)
Глушение шума в этом выходном устройстве обеспечивается за счет выдува в реактивную струю дополнительной струи газа по периферии и параллельно истекающей реактивной струе.
С помощью такого устройства можно получить снижение шума на величину 2 дБ в широком диапазоне частот Тяговые характеристики двигателя на крейсерском полете сохраняются неизменными, так как шумоглушащее устройство работает только при взлете и убирается в крейсерском полете.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести:
- потери мощности на создание дополнительной струи газа;
- уменьшение КПД двигателя вследствие воздействия на реактивную струю;
- постоянное протекание выхлопной струи двигателя через, по меньшей мере, часть элементов выхлопного устройства с соответствующей потерей давления.
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности снижения уровня шума авиационного двигателя или группы двигателей одной авиационной силовой установки на режимах взлета, набора высоты и посадки с наименьшими потерями давления на крейсерском режиме.
Предлагаются четыре варианта технического решения, из которых два варианта рассматривают авиационный, например реактивный двигатель, и два другие варианта относятся к группе авиационных двигателей одной, например, газотурбинной силовой установки.
Рассматриваем варианты авиационного, например реактивного двигателя.
Для решения поставленной задачи с достижением заявляемого технического результата известное выходное устройство авиационного двигателя, содержащее выходной патрубок, основное выходное сопло двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку, привод механизма управления, и шумоглушитель, устройство снабжено дополнительным выходным соплом и распределительным патрубком, соосно соединенным с выходным патрубком двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла двигателя, а другое дополнительным, причем шумоглушитель размещен в одном из ответвлений перед дополнительным выходным соплом, привод механизма управления связан с заслонкой, а поворотная заслонка установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений. Привод механизма управления поворотной заслонкой может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Кроме того, известное выходное устройство реактивного двигателя, содержащее выходной патрубок, примыкающее к нему основное выходное сопло двигателя, шумоглушитель и привод механизма управления, согласно второму варианту предлагаемого технического решения, устройство дополнительно снабжено автономной гондолой для установки шумоглушителя, механически связанной с корпусом двигателя, механизмом для перемещения шумоглушителя, и дополнительным выходным соплом в виде сопла шумоглушителя, причем впускной патрубок шумоглушителя размещен соосно с примыканием к основному выходному соплу двигателя и шумоглушитель выполнен с возможностью перемещения шумоглушителя из положения примыкания впускного патрубка шумоглушителя к основному выходному соплу двигателя на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Кроме того, рассматриваем варианты для группы авиационных двигателей одной силовой установки.
Предлагаются варианты решения поставленной задачи с группой авиационных двигателей, например газотурбинных, двухмоторной силовой установки.
Уже известно выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, например, двухмоторной газотурбинной силовой установки, представляющее собой насадок к выхлопному патрубку газотурбинного двигателя двухмоторной силовой установки вертолета, выполненный в виде трубчатого элемента (представляющий собой выходное сопло), примыкающего к выходу выхлопного патрубка, причем плоскость выходного среза насадка наклонена относительно вертикальной и горизонтальной плоскостей, проходящих через продольную ось вертолета, так, что проекция нормали к плоскости плоскость выходного среза на горизонтальную плоскость составляет угол 25-30° с продольной осью вертолета, а проекция указанной нормали на вертикальную составляет угол 3-5° с продольной осью вертолета, при этом площадь выходного среза составляет 70-75% площади его входного среза (Патент РФ №2230005, B64D 33/04, опубл. 2004 г.).
Благодаря указанной геометрии его срез на выходе повернут назад-вниз и имеет меньшую площадь. Направление хода струи выхлопных газов в канале полученного профиля и скорость истечения выхлопных газов из насадка выхлопного патрубка обеспечивают существенное снижение заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства.
Изменение площади и геометрии выходного сечения насадка позволило уменьшить до 60% неравномерность скорости выхлопной струи практически без увеличения ее максимального значения.
При работе газотурбинных двигателей интенсивность и величина заброса выхлопных газов в воздухозаборные устройства на режимах взлета, висения и на крейсерской скорости уменьшилось в сравнении с устройством-прототипом. Минимальный заброс выхлопных газов позволил улучшить на 5-10% характеристики силовой установки на режиме висения. Кроме этого влияние направления и скорости ветра сведено к нулю.
Известная из вышеуказанного патента геометрия насадка позволяет за счет расположения выходного среза насадка сформировать канал специального профиля, обеспечивающий изменение направления струи в канале и направления истечения газовой струи, что приводит к уменьшению заброса истекающих из выхлопного патрубка газовых струй в воздухозаборные устройства двигателей, а, следовательно, это позволяет улучшить характеристики силовой установки на режиме висения и на крейсерской скорости.
К недостаткам указанного известного технического решения следует отнести: - практически отсутствие влияния на акустические характеристики группы двигателей авиационной силовой установки.
Согласно третьему варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, устройство дополнительно снабжено шумоглушителем, общим для группы двигателей и распределительным патрубком, примыкающим к выходным патрубкам каждого из двигателей, выполненным с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и поворотными заслонками, установленными в распределительном патрубке и связанными с механизмом управления их перемещением, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления на каждый двигатель в группе, одно из которых снабжено выходным соплом, а другое ответвление для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе выходным патрубком, соосно примыкающим к впускному патрубку шумоглушителя, и поворотные заслонки установлены с возможностью попеременного перекрытия для всех двигателей в группе выходных ответвлений распределительного патрубка, снабженных выходными соплами или перекрытия выходных ответвлений распределительного патрубка, сообщенных с впускным патрубком шумоглушителя.
Механизм управления перемещением поворотных заслонок выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.
Согласно четвертому варианту предлагаемого технического решения известное выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, содержащее выходные патрубки каждого из двигателей и выходные сопла, примыкающие к выходным патрубкам каждого из двигателей, дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем, автономной гондолой для размещения шумоглушителя, механически связанной с корпусом, по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем, и снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя, причем корпус распределительного патрубка выполнен с входной частью, примыкающей к выходным соплам каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, размещенной соосно впускному патрубку шумоглушителя, сообщенной с ним, а шумоглушитель вместе с распределительным патрубком выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части распределительного патрубка к выходным соплам каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу на крейсерском режиме, а привод механизма управления механически связан с механизмом для перемещения шумоглушителя.
Привод механизма перемещения шумоглушителя может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим.
В результате проведенного поиска по патентной и научно-технической литературе не выявлено известности предлагаемой совокупности существенных признаков.
Сущность предлагаемых технических решений поясняется графически.
На фиг. 1 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «А»).
На фиг. 2 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «В»).
На фиг. 3 схематично показано предлагаемое выходное устройство авиационного, например реактивного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения на режиме шумоглушения.
На фиг. 4 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на режиме шумоглушения (положение «С»).
На фиг. 5 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения на крейсерском режиме (положение «D»).
На фиг. 6 схематично показано предлагаемое выходное устройство группы двигателей авиационной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения.
Представленное на фиг. 1-2 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно первому варианту исполнения на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходной патрубок 1, основное выходное сопло 2 двигателя, по меньшей мере, одну поворотную заслонку 3, привод механизма управления (не показан), и шумоглушитель 4.
Устройство дополнительно снабжено дополнительным выходным соплом 5 и распределительным патрубком 6, соосно соединенным с выходным патрубком 1 двигателя и разделенным в зоне установки поворотной заслонки 3 на два сообщенных между собой со стороны выходного патрубка ответвления 7, 8, каждое из которых снабжено выходным соплом, одно основным, в виде основного выходного сопла 2 двигателя, а другое дополнительным 5, причем шумоглушитель 4 размещен в одном из ответвлений 7 перед дополнительным выходным соплом 5, привод механизма управления (не показан) связан с заслонкой 3, а поворотная заслонка 3 установлена с возможностью поочередного перекрытия каждого из ответвлений 7, 8. Механизм управления поворотной заслонкой 3 выполнен рычажным и его привод (не показан) может быть выполнен гидравлическим или электрическим.
Выходное устройство авиационного двигателя согласно первому варианту исполнения работает следующим образом.
Посредством перекрытия ответвления 8 поворотной заслонкой 3 (положение «А») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, проходит через ответвление 7 и размещенный в этом ответвлении шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 5 шумоглушителя 4.
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвления 7 поворотной заслонкой 3 (положение «В») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 6, далее проходит через ответвление 8, его основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.
Представленное на фиг. 3 выходное устройство авиационного двигателя, выполненное согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения на режиме шумоглушения, содержит выходной патрубок 1 двигателя, примыкающее к выходному патрубку 1 и связанное с ним основное выходное сопло 2 двигателя, шумоглушитель 4, снабженный дополнительным выходным соплом 9 и впускным патрубком 10, и привод механизма управления (не показан), связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя.
Устройство также снабжено автономной гондолой (не показана) для установки шумоглушителя 4, механически связанной с корпусом (не показан) двигателя, а шумоглушитель 4 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к основному выходному соплу 2 на режиме взлета и посадки в положение установки в его автономную гондолу (не показана) на крейсерском режиме.
Привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 4. Механизм 11 перемещения шумоглушителя 4 в автономную гондолу (не показана) может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом (не показан).
Выходное устройство авиационного двигателя согласно второму варианту исполнения предлагаемого технического решения работает следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 4 в положении примыкания впускного патрубка 10 шумоглушителя 4 к выходному соплу 2 двигателя, причем впускной патрубок 10 шумоглушителя 4 и выходное сопло 2 двигателя располагают соосно между собой и с примыканием. Выхлопная струя двигателя поступает во впускной патрубок 10 шумоглушителя 4, в шумоглушитель 4 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через дополнительное выходное сопло 9 шумоглушителя 4.
При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 перемещения шумоглушителя 4, снабженный электро- или гидравлическим приводом (не показан), фиксирует глушитель 4 в положении, отсоединенном от основных выходных сопел 2, с размещением его автономной гондоле (не показана). Выхлопная струя двигателя проходит через основное выходное сопло 2 и через него, минуя глушитель 4, выходит без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 4.
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно третьему варианту исполнения представленное на фиг. 4, 5 на режиме шумоглушения и на крейсерском режиме, соответственно, содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2 каждого из двигателей, шумоглушитель 12, общий для группы двигателей и распределительный патрубок 13, примыкающий к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей, распределительный патрубок 13 выполнен с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связан с шумоглушителем 12, и поворотными заслонками 14, установленными в распределительном патрубке 13 и связанными с механизмом управления (не показан) их перемещением. Корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью, имеющей входные ответвления 15, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей в группе и сообщенные с ними, и выходной частью, имеющей по два сообщенных между собой выходных ответвления 16, 17 на каждый двигатель в группе, одно из которых 17 снабжено выходным соплом 2, а другое ответвление 16 для каждого двигателя в группе, сообщено с общим для всех двигателей в группе впускным патрубком 18 шумоглушителя 12. Каждая поворотная заслонка 14 закреплена напротив выходного патрубка 1 каждого из двигателей, соответственно, между ответвлениями 16 и 17 распределительного патрубка 13, соответственно, с возможностью попеременного перекрытия обоих ответвлений 17 для обеспечения свободного сообщения выходной части распределительного патрубка 13 только с впускным патрубком 18 шумоглушителя 12 в положении «С» на режиме шумоглушения или с возможностью перекрытия обеими поворотными заслонками 14 обоих ответвлений 16 выходной части распределительного патрубка 13 для обеспечения свободного сообщения только с ответвлениями 17, каждое из которых снабжено выходным соплом 2, в положении «D» на крейсерском режиме.
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки осуществляется следующим образом. Посредством перекрытия ответвлений 17 обеими поворотными заслонками 14 (положение «С») на режимах взлета, набора высоты и посадки самолета выхлопная струя двигателя поступает во входную часть распределительного патрубка 13, проходит через ответвления 16 выходного патрубка 13, примыкающие к впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, проходит через шумоглушитель 12 и уже с уменьшенным уровнем шума выходит через выходное соплом 7 шумоглушителя 12.
На режиме крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета посредством перекрытия ответвлений 16 распределительного патрубка 13 обеими поворотными заслонками 14 (положение «Д») выхлопная струя двигателя поступает во входную часть 15 распределительного патрубка 13, далее через ответвления 17 проходит через выходные сопла 2, минуя глушитель 12, без потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12.
Предлагаемое выходное устройство группы авиационных двигателей, например, двухмоторной силовой установки, выполненное согласно четвертому варианту исполнения на режиме шумоглушения, представленное на фиг. 6 содержит выходные патрубки 1 каждого из двигателей и выходные сопла 2, примыкающие к выходным патрубкам 1 каждого из двигателей. Устройство дополнительно снабжено общим для группы двигателей шумоглушителем 12, автономной гондолой (не показана) для размещения шумоглушителя 12, механически связанной с корпусом (не показан), по меньшей мере, одного двигателя, и распределительным патрубком 13 с монолитным корпусом в виде единой детали для всех двигателей в группе, жестко связанным с шумоглушителем 12. Снабжено механизмом управления перемещением шумоглушителя (не показан), причем корпус распределительного патрубка 13 выполнен с входной частью 15, примыкающей к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе и сообщенной с ними, и выходной частью 16, размещенной соосно впускному патрубку 18 шумоглушителя 12, сообщенной с ним. Шумоглушитель 12 вместе с распределительным патрубком 13 выполнен с возможностью перемещения из положения примыкания входной части 15 распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе на режиме взлета и посадки в положение установки его в гондолу (не показана) на крейсерском режиме, а привод механизма управления (не показан) механически связан с механизмом для перемещения 11 шумоглушителя 12.
Механизм 11 для перемещения шумоглушителя 4, может быть выполнен рычажным с гидравлическим или электрическим приводом.
Работа предлагаемого выходного устройства группы авиационных двигателей, например двухмоторной силовой установки, осуществляется следующим образом.
На режимах взлета, набора высоты и посадки самолета механизм управления механически связанный с механизмом 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует шумоглушитель 12 жестко связанный с распределительным патрубком 13 в положении примыкания входной части распределительного патрубка 13 к выходным соплам 2 каждого из двигателей в группе. При этом уровень шума выходной струи двигателей, пройдя через глушитель 12, существенно снижается. При переходе на режим крейсерского полета вне зоны ограничения внешнего шума самолета механизм 11 для перемещения шумоглушителя 12, снабженный электро- или гидравлическим приводом, фиксирует глушитель 12, жестко связанный с распределительным патрубком 13, в положении, отсоединенном от выходных сопел 2 двигателей, с размещением в гондоле.
На режиме взлета и набора высоты тяга двигателя обеспечивается с учетом потерь давления в глушителе 12. Однако на крейсерском режиме полета самолета отсутствие глушителя 12 перед выходными соплами 2 двигателя обеспечивает отсутствие потерь энергии выхлопной струи двигателя в глушителе 12, что в свою очередь способствует снижению расхода топлива на крейсерском режиме полета самолета, который является самым продолжительным режимом в полете.
Применение предложенного технического решения в вариантах позволит существенно поднять эффективность шумоглушения при взлете и посадке, снизить потери давления выходной струи и, как следствие, расход топлива на крейсерском режиме работы.
edrid.ru
