ВЫПУСКНОЙ КОЛЛЕКТОР ДЛЯ РАБОЧИХ ГАЗОВ, ОБРАЗУЮЩИЙ ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ КОЛЕНО В ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ, СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ РАБОТЫ ВЫПУСКНОГО КОЛЛЕКТОРА И ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СОДЕРЖАЩИЙ УКАЗАННЫЙ КОЛЛЕКТОР

Настоящее изобретение относится к области приведения в движение летательных аппаратов при помощи реактивной струи воздушного потока, и его объектом является выпускной коллектор, выполненный на выходе газогенераторной установки до сопла.

Для самолетов с турбореактивным двигателем, как пилотируемых так и беспилотных или самолетов-роботов, используемых в военных целях, важную роль играет маскировка.

Маскировку определяют, в частности, по двум параметрам: эквивалентная поверхность радиолокации (ЭПР) и инфракрасная подпись (ИКП). ЭПР является поверхностью, которая может появиться на экране РЛС с учетом геометрической формы летательного аппарата. ИКП является индивидуальным тепловым следом, оставляемым летательным аппаратом, в частности, на уровне его реактивного сопла.

Для уменьшения этого теплового следа, и даже для его предотвращения известен способ маскирования инфракрасного излучения горячих газов, выходящих из газогенераторной установки. Известен, например, патент US 3693880, в котором описано устройство такого типа. Оно содержит экран в виде круглого тела, установленный в выпускном газовом канале и вместе с тем отстоящий от стенок последнего и удерживаемый радиальными стойками. Он имеет аэродинамическую форму, оптимально направляющую газы вдоль его яйцеобразного профиля, и его поверхность охлаждается более холодным воздухом, поступающим через радиальные стойки. Между экраном и стенкой канала цилиндрический канал становится кольцевым. Поток опять становится цилиндрическим после экрана и удаляется через сопло. Диаметр в этом месте увеличивается и повторяет профиль, параллельный профилю экрана, чтобы сохранять достаточное сечение отверстия. Максимального диаметра экрана достаточно для маскирования турбины, если смотреть на нее сзади. Кроме того, задняя часть экрана содержит двойную стенку, в которой циркулирует охлаждающий воздух, чтобы избежать любого нагрева.

Кроме того, автор настоящего изобретения разработал двойное сопло, называемое раздвоенным, в котором газовый поток, выходящий из газогенераторного средства, делится на два потока и направляется к двум соплам. Оба потока с одинаковым расходом выбрасываются наружу параллельно вдоль оси тяги. Преимуществом такой конструкции является то, что она позволяет направлять летательный аппарат, в частности, по рысканию при помощи управления обоими потоками либо путем изменения вектора тяги, либо путем изменения расхода. Находясь друг от друга на расстоянии, они оказываются также смещенными относительно оси генератора. Таким образом, в случае, когда газогенераторная установка является турбиной, она может быть скрыта сзади и быть невидимой при наблюдении через отверстия сопел. В результате ослабляется инфракрасная подпись.

Задачей настоящего изобретения является создание выпускного устройства, инфракрасная подпись которого уменьшена еще больше по сравнению с предшествующим техническим решением.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является выпускной коллектор для рабочих газов в летательном аппарате, приводимом в движение горячими газами, производимыми вдоль его оси газогенератором, содержащий переходный элемент, выходящий в два элемента каналов, каждый из которых сообщается с реактивным полусоплом, отличающийся тем, что каждый из двух элементов канала образует колено за переходным элементом таким образом, чтобы элементы внутри канала, находящиеся перед коленом, не просматривались сзади.

В настоящей заявке термин «колено» необходимо понимать следующим образом. Каждый элемент канала, имеющий трубчатую форму, содержит первую часть, направляющую газовый поток в радиальном направлении, удаляя его от оси, и вторую часть на выходе первой, направляющую газовый поток в радиальном направлении в сторону оси. Сзади колена поток возвращается, следуя в осевом направлении.

Предпочтительно, чтобы оба колена являлись симметричными относительно друг друга и, в частности, находились в одной плоскости. Изобретение применяется, в частности, для летательного аппарата, приводимого в движение, по меньшей мере, одной газогенераторной установкой, представляющей собой турбореактивный двигатель. Двигатель может быть одноконтурным или многоконтурным.

Как неожиданно оказалось, изгибая таким образом оба газовых потока, можно эффективно маскировать не только диск турбины, но также наиболее горячие части на выходе турбины. Кроме того, эта концепция позволяет также выполнить переходный элемент, сводящий к минимуму аэродинамические потери тяги, способствуя при этом смешиванию газов перед выпуском.

Таким образом, выхлопной коллектор содержит переходный элемент с передней цилиндрической частью, в частности, круглого сечения, сообщающийся на выходе с обоими каналами. Предпочтительно, чтобы сечение переходного элемента изменялось в сторону выхода вплоть до образования двух смежных эллиптических сечений. Предпочтительно также, чтобы эти два эллипса могли иметь главную вертикальную или горизонтальную ось.

Изобретение касается также возможности управления, обеспечиваемой таким типом выпуска газов. В случае сопла, предназначенного для военного беспилотного самолета-разведчика, задачи маскировки ЭПР и ИКП связывают с потребностью в векторной тяге. Приходится разрабатывать уплощенные двухмерные сопла, которые могут иметь удлинение порядка 5 для параметров маскировки ИКП и ЭПР и заостренную наружную форму для параметра маскировки по ЭПР.

Задачей настоящего изобретения является также создание устройства управления летательным аппаратом, в частности, по рысканию, которое является эффективным и связано с контролем за расходом рабочих газов.

Это устройство должно быть выполнено с возможностью применения на летательных аппаратах с одним или с двумя двигателями, в частности, для беспилотных летательных аппаратов.

Это устройство должно непрерывно обеспечивать векторные изменения небольшой амплитуды, не приводя к снижению эффективности газогенераторной установки.0

Оно должно быть способным обеспечивать значительную векторную тягу для потребностей управления летательным аппаратом.

Эти задачи решаются при помощи выхлопного коллектора в соответствии с настоящим изобретением, выполненного с возможностью разделения потока рабочих газов на по меньшей мере один первый и по меньшей мере один второй потоки для их выпуска через первое и второе полусопла и содержащего, по меньшей мере, одно из двух следующих средств управления: средство управления распределением главного потока в каждом из двух полусопел и средство управления ориентацией вектора тяги, производимой каждым из двух полусопел.

Под полусоплом в настоящей заявке следует понимать газовыпускное реактивное сопло, в которое заходит часть потока рабочих газов на выходе турбины. Этот термин не связан с какой-либо особенной формой. Наличие двух потоков в данном случае используют для раздельного управления двумя полувекторами тяги по модулю и по направлению.

Предпочтительно, чтобы по меньшей мере одно из двух упомянутых средств, предпочтительно оба средства работали на принципе инжекции текучей среды, и предпочтительно также, чтобы выхлопной коллектор содержал оба упомянутых средства. Преимуществом этого решения является его простота и возможность работы с ограниченным числом устройств инжекции текучей среды, обеспечивая при этом повышенную надежность и не будучи дорогостоящим. Вместе с тем, средства управления обоими потоками могут быть механическими.

Прежде всего, упомянутые полусопла выполнены с возможностью ориентации вектора тяги по рысканию. За счет этого компенсируется отсутствия киля.

Целесообразно, чтобы упомянутые полусопла располагались для управления по тангажу и по крену, или сопло могли содержать две пары полусопел, например, одну пару для ориентации по рысканию, а другое для ориентации по тангажу. Возможны также другие варианты конструкции или их комбинации.

Целесообразно также, чтобы средство управления распределением потока содержало средства инжекции текучей среды в критическом сечении каждого из полусопел. В частности, если газогенераторная установка является турбореактивным двигателем, средства инжекции текучей среды питаются воздухом, отбор которого можно производить от компрессора газогенератора. Это решение является более предпочтительным, так как оно способствует сбалансированной работе на всех фазах полета. В частности, предусматривают способ осуществления работы сопла, согласно которому отбор воздуха от компрессора генератора производится в непрерывном режиме.

Целесообразно также, чтобы поток рабочего газа создавался двумя газогенераторными установками. В этом случае выпускной коллектор предпочтительно содержит только одно средство ориентации вектора тяги, производимой каждым из двух полусопел.

Далее следует более детальное описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:

Фиг.1 изображает вид сверху примера летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение.

Фиг.2 - вид сверху сопла раздвоенного типа, описанного в патентной заявке FR 0551857.

Фиг.3 - вид сверху выпускного коллектора в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.4-6 изображают выпускной коллектор, показанный на фиг.3, соответственно вид сбоку, вид сзади и вид в три четверти сзади.

Фиг.7 изображает форму сечения выпускного коллектора в разрезе по VIIa-VIIa, VIIb-VIIb, VIIc-VIIc и VIId-VIId соответственно.

Фиг.8 - схематичный вид расположения в полусопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.9 - иллюстрацию работы средств управления, расположенных в критическом сечении полусопел.

Фиг.10 - иллюстрацию работы средств управления, расположенных в диффузоре полусопел.

На фиг.1 показан не ограничительный пример летательного аппарата 1. Он содержит носовую часть 2, два крыла 3 и 4 и приводится в движение одним или двумя не показанными на чертеже турбореактивными двигателями. Он выполнен с возможностью максимального уменьшения параметров ЭПР и ИКП. В частности, его хвостовая часть не содержит вертикального киля и заканчивается заострением 5 с соответствующим углом в вершине, например, равным 40°, для отражения радиолокационных волн в бесконечность. Выхлопной коллектор 10 использует эту особенность конструкции, будучи выполненным раздвоенным. Он распределяет поток рабочего газа, выходящий из канала 12, на входе на два потока в двух симметричных каналах 12А и 12В, которые заканчиваются двумя полусоплами 14 и 16 прямоугольного сечения. Каналы 12, 12А и 12В имеют форму, соответствующую задаче обеспечения разделения потока на два потока, а также переходу от цилиндрической формы с круглым или по существу круглым сечением к форме с прямоугольным сечением. В случае необходимости, каналы имеют дополнительное колено для обеспечения маскирования турбины. Как показано на фиг.2, это маскирование уже обеспечено, по меньшей мере, частично наличием расстояния между полусоплами 14 и 16.

Согласно настоящей заявке форма выхлопного коллектора подвергается усовершенствованию таким образом, чтобы обеспечить маскирование блока турбины при любом положении наблюдателя сзади. Как показано на фиг.2, часть раздвоенного сопла за счет своей скошенной плоскости выпуска остается видимой с боковых направлений. Поэтому речь идет также об уменьшении ее подписи.

На фиг.3-7 показана геометрия выхлопного коллектора в соответствии с настоящим изобретением.

Этот коллектор содержит переходный элемент 21 с цилиндрической передней частью 21А круглого или другого сечения. Переходный элемент сообщается с первым элементом 22 канала и вторым элементом 23 канала, которые выполнены параллельно друг другу. Оба элемента канала заканчиваются полусоплом 24 и 26 соответственно.

Передняя часть 21А сообщается непосредственно с выходом не показанной на чертеже газогенераторной установки, такой как газотурбинный двигатель. Как показано на фиг.7, ее сечение предпочтительно является круглым. Вместе с тем оно может отклоняться от этой формы. Форма меняется, начиная от входа 21А. На фиг.7 показаны две формы 21В и 21C, соответствующие промежуточным плоскостям сечения между входом и разделением двух элементов 22 и 23 канала.

Форма переходного элемента постепенно меняется в сторону выхода, принимая в 21В контур двух эллипсов, которые частично перекрываются, как показано в плоскости сечения VIIb-VIIb. Оба эллипса, являющиеся идентичными, в данном случае имеют вертикальную главную ось. По мере приближения к выходу они постепенно расходятся и в 21C принимают контур двух эллипсов, показанных в плоскости сечения VIIc-VIIc. Разделение происходит в плоскости сечения VIId-VIId.

В осевом направлении в сторону выхода каждый из двух каналов образует колено. Постепенно они отходят друг от друга и отклоняют газовые потоки радиально наружу до максимального расстояния между ними в 22М и 23М, где потоки становятся осевыми. На выходе они сближаются друг с другом, отклоняя потоки радиально в сторону оси до 22N и 23N, где они опять становятся осевыми. На этом уровне расстояние между двумя каналами еще является достаточным, чтобы по существу соответствовать размеру диаметра входной плоскости 21А. Каждый канал заканчивается полусоплом 24 и 26 соответственно, расходящимся на выходе критического сечения, которое находится на уровне плоскости 22N-23N. В данном случае они имеют прямоугольное сечение, однако возможны и другие формы. Форма сечений каналов 22 и 23 постепенно меняется и становится формой двух полусопел. Значения площади определяют в зависимости от требований, связанных с механикой текучих сред.

Предпочтительно коллектор должен соответствовать, по меньшей мере, одному из следующих двухмерных отношений:

Lколен/Lкан находится в пределах от 0,5 до 0,7;

Lвнутр/Lнаруж>=1/2;

Lвнутр/Lкан близко к 1/3;

Lнаруж/Lкан>=1/2;

Lразд/Lкан<=0,3;

где

Lколен - длина, измеренная в осевом направлении от входной плоскости 21А до уровня, где колено находится на максимальном боковом расстоянии от оси;

Lкан - длина, измеренная в осевом направлении от входной плоскости 21А до критического сечения полусопел;

Lвнутр - ширина колена, измеренная в поперечном направлении от оси двигателя до внутренней стенки канала на уровне, где элемент канала отстоит на максимальное расстояние;

Lнаруж - ширина колена, измеренная от оси до наружной стенки канала на уровне, где элемент канала отстоит на максимальное расстояние;

Lразд - длина, измеренная вдоль оси двигателя от входной плоскости 21А до плоскости сечения VIId-VIId.

Как показано прямыми D1 и D2, такая геометрия обеспечивает эффективное маскирование горячих зон двигателя и, в частности, зон переходного элемента, через которые проходит газовый поток. Эти прямые образуют границы видимости этих зон.

Далее со ссылками на фиг.8-10 следует описание средства управления по рысканию летательного аппарата. В этом примере каждое из полусопел содержит прямоугольное критическое сечение, соответственно 24С и 26С, с горизонтальным удлинением и увеличенным соотношением ширина/высота, как показано на фиг.8. Удлинение сопел может составлять 2,5. На выходе критического сечения двумя вертикальными стенками образован диффузор. Он является более коротким с внешней стороны 24D^E и 26D^E Вертикальные стенки с внутренней стороны 24D¹ и 26D¹ являются более длинными. Это придает заднему краю сопел 24 и 26 скошенную форму. Верхние и нижние стенки выполнены либо параллельными, либо расходящимися.

Предпочтительно коллектор оптимизируют таким образом, чтобы в случае без инжекции и без изменения вектора он обеспечивал минимальную поперечную составляющую тяги каждого полусопла. Действительно, она приводит к снижению осевой тяги, которое необходимо свести к минимуму. Общая боковая составляющая тяги остается нулевой за счет симметрии системы.

Согласно отличительному признаку изобретения для обеспечения управления летательным аппаратом 1 без хвостового оперения предусмотрены средства управления, при помощи которых воздействуют на оба потока. Эти средства управления могут быть механическими или работать на принципе инжекции текучей среды.

Сходящееся-расходящееся сопло, например, 24, содержит критическое сечение 24С и на выходе - две расходящиеся стенки 24D^I и 24D^E. В данном случае сопло содержит инжектор 28 текучей среды, расположенный на стенке на уровне критического сечения, и инжектор 29 текучей среды, расположенный на стенке 24D^I диффузора. Предпочтительно инжектор располагают вблизи конца диффузора.

Симметрично полусопло 26 оборудуют инжектором 28 текучей среды в критическом сечении 26С и инжектором 29 текучей среды в стенке 26D^I диффузора.

Предпочтительно инжекторы 28 и 29 питаются, в случае необходимости, воздухом, отбираемым от компрессора турбореактивного двигателя, создающего главный поток.

Устройство работает следующим образом. На фиг.9 стрелками 28/24 и 28/26 показана подача воздуха под давлением инжекторами 28. Момент поворота создается за счет управления распределением расхода в каждом из полусопел 24 и 26 при помощи инжекторов текучей среды в двух критических сечениях. Значение расхода показано длиной стрелки, в данном случае одна стрелка длиннее, чем другая. Согласно этому примеру в полусопло 24 подается воздух с высоким расходом 28/24, и следовательно, происходит существенное сужение эффективного сечения шейки полусопла. В полусопло 26 воздух подается в критическое сечение, наоборот, под слабым давлением или не подается совсем. В результате создается разность осевой тяги. Тяга F1 на полусопле 26 является более высокой, чем тяга F2 на полусопле 24. В результате создается момент поворота.

Вместе с тем было замечено, что резкое сужение сопла может привести к мгновенному повышению давления в канале и вызвать помпаж компрессора. Согласно предпочтительному варианту работы, создают непрерывную номинальную инжекцию. Ее осуществляют с изометрическим расходом отбираемого воздуха, чтобы на газогенератор не действовало внезапное изменение во время полета, с одновременным регулированием изометрического общего эффективного сечения шейки сопла. Термодинамический цикл двигателя непосредственно оптимизируется за счет такого постоянного отбора. Таким образом, система регулирования отбираемого воздуха работает в непрерывном режиме без какой-либо переходной фазы запуска.

Таким образом, способ осуществления работы в соответствии с настоящим изобретением лишь с незначительным влиянием на характеристики двигателя обеспечивает создание векторной тяги, позволяющей компенсировать отсутствие хвостового оперения, в частности, на режимах малой скорости при крейсерском полете или в переходных фазах полета.

Далее со ссылками на фиг.10 следует описание работы инжекторного устройства, находящегося в диффузоре сопел 24 и 26.

В этом варианте выполнения инжекторы 29 предпочтительно располагают на конце длинной стенки диффузора. Подавая в сопло 24 под давлением текучую среду, направление которой показано стрелкой 29/24, создают отклонение вектора тяги, производимой соплом, показанного стрелкой F'2. Тяга F'1, создаваемая полусоплом 26, остается осевой, так как ничто не влияет на ее направление. В результате создается момент поворота относительно центра тяжести самолета. Такой режим работы обеспечивает значительную векторную тягу, позволяющую управлять летательным аппаратом, правда, в ущерб характеристикам газогенераторной установки. Тем не менее, это снижение характеристик является контролируемым.

В настоящей заявке описан вариант выполнения изобретения. Однако можно предусмотреть другие варианты, не выходя при этом за рамки изобретения. Например, был показан канал, питаемый только одной газогенераторной установкой. В случае летательного аппарата с двумя двигателями этими двигателями создаются два раздельных выходных полупотока, которые регулируются синхронно. Предпочтительно в диффузоре используют только инжекторы.

Варианты расположения и работы средств управления предусматривают наличие только одного средства управления. Можно предусмотреть, чтобы оно работало одновременно с другим средством или отдельно от него.

Согласно не представленному варианту выполнения сопла могут содержать выпускное устройство для текучей среды, то есть вторичного потока, выходящего в главный канал или за ним.

Средства управления в соответствии с настоящим изобретением могут быть частично комбинированы с механическими средствами ориентации потоков.