Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА СОПЕЛ ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДЦ).

Подобный переход формы сечений от полукольца за вентилятором ТРДЦ к прямоугольному сечению сопел по сторонам от сопла горячего внутреннего контура описан в патенте US 3137131A, где три сопла образуют вертикальную щель с целью снижения шума на местности от работающего двигателя. Переход формы сечения струи от круглой или кольцевой на выходе из ТРД к прямоугольной, вписанной в заднюю кромку крыла или оперения, заканчивающейся плоским регулируемым по площади и направлению выхода струи газов соплом, с целью совмещения функций газодинамического и аэродинамического органов управления и снижения сопротивления хвостовой части самолета защищен множеством патентов, однако сочетание круглого сопла горячего внутреннего контура с плоскими, расположенными вдоль задней кромки крыла или оперения и оснащенными средствами управления скоростью и направлением потока створками сопел внешнего холодного контура ТРДЦ, автору не известно и является предметом данного изобретения. Известно плоское сопло ТРД, содержащее коллектор, разделяющий поток газов на два полусопла, и средства регулировки величины и направления потока (см. патент РФ №2443891, кл. F02K 1/40, опубл. в 2012 г.), являющееся ближайшим аналогом данной заявки по заявляемым целям.

Недостаток известного устройства состоит в том, что коллектор в случае применения с ТРДД выполнен со смешением холодного потока воздуха от вентилятора (внешнего контура ТРДЦ) и горячих газов газогенератора (внутреннего контура), в результате канал сложной формы продувается потоком горячих газов и должен быть изготовлен из термостойких материалов, например, из стали, что увеличивает его вес. Для ТРДЦ с небольшой степенью двухконтурности (отношение расходов газа через внешний и внутренний контур) такое решение целесообразно и приводит к некоторому снижению температуры стенок коллектора. На тяжелых транспортных самолетах для снижения расхода топлива применяются ТРДД высокой и сверхвысокой степени двухконтурности. При применении аэродинамической схемы летающее крыло или бесхвостка для тяжелого транспортного самолета размещение ТРДД над фюзеляжем затруднено большим пикирующим моментом силы тяги двигателей, осложняющим отрыв носового колеса на взлете. Перенос двигателей к задней кромке центроплана и хвостовой части фюзеляжа недопустимо смещает центр тяжести самолета назад. Поэтому возможны компоновочные схемы с размещением ТРДД в толщине центроплана, что снижает площадь омываемой поверхности самолета, но ведет к увеличению размеров канала, отводящего воздух и горячие газы от ТРДД. Увеличение длины канала позволяет плавно изменить его поперечные сечения до прямоугольных и сделать сопло в виде поворотных горизонтальных створок, обеспечивающих регулировку сечения, отклонение вектора тяги и реверс тяги.

Для самолетов, приводимых в движение турбореактивным двигателем, как пилотируемых, так и беспилотных, критерием совершенства является отношение массы груза, перевозимого на заданное расстояние, к максимальной взлетной массе. Масса топлива при этом снижается использованием ТРДД с высокой степенью двухконтурности и аэродинамической схемой летающее крыло, а также снижением площади омываемой поверхности самолета за счет размещения ТРДД в центроплане крыла. Масса конструкции может быть снижена применением отклонения вектора тяги для балансировки и управления самолетом вместо части рулевых поверхностей, использованием более легких материалов для стенок канала холодного контура ТРДД, а также путем включения стенок канала холодного контура в силовую схему хвостовой части самолета.

Кроме того, автор настоящего изобретения применил в холодном контуре двойное сопло, называемое раздвоенным, в котором воздушный поток, выходящий из вентиляторного контура ТРДД, делится на два потока и направляется к двум соплам. Оба потока выбрасываются наружу параллельно вдоль оси тяги. Преимуществом такой конструкции является то, что она позволяет управлять летательным аппаратом, в частности, по тангажу, крену и рысканию, при помощи управления створками либо путем отклонения вектора тяги, либо путем изменения расхода. Находясь друг от друга на расстоянии, сопла оказываются также смещенными относительно оси газогенератора.

Техническим результатом настоящего изобретения является создание системы сопел, поднимающей совершенство самолета в целом за счет повышения аэродинамического качества, снижения массы конструкции, замены части аэродинамических органов управления газодинамическими.

В связи с этим объектом настоящего изобретения является система сопел для ТРДД в летательном аппарате (в примере реализации в виде тяжелого транспортного самолета схемы летающее крыло или бесхвостка), приводимом в движение горячими газами, выбрасываемыми газогенераторной установкой, содержащая каналы и сопла, отличающаяся тем, что каналы холодного контура отводят воздушный поток от вентилятора двигателя и образованы сечениями, имеющими форму полукольца на выходе из холодного внешнего контура двигателя, с плавным переходом формы сечений к прямоугольнику, расположенному широкой стороной вдоль задней кромки крыла летательного аппарата. Верхняя и нижняя кромки такого прямоугольника содержат створки, изменяющие площадь поперечного сечения на срезе сопла и/или направление выхода воздуха из него. Целесообразно, чтобы поперечное сечение каналов холодного контура в хвостовой части их длины имело удлиненную форму в поперечном направлении с соотношением ширины к высоте не более 2,5. Дальнейшее увеличение этого соотношения ведет к резкому росту потерь тяги в сопле.

Канал горячего внутреннего контура отводит горячие газы от газогенератора двигателя и образован в поперечных сечениях окружностями. Продольная ось канала горячего контура выполнена в виде плавного перехода от оси двигателя к оси, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата или образующей с такой осью небольшой угол наружу с целью снижения разворачивающего момента при отказе двигателя.

Изобретение касается также возможности управления полетом летательного аппарата, обеспечиваемого этим последним типом выпуска газов в два сопла. Применение аэродинамической схемы летающего крыла или переходной от нее к нормальной, с большим центропланом между отсеком полезной нагрузки и консолями крыла, без хвостового оперения, связывают с потребностью в отклонении вектора тяги. Задачей настоящего изобретения является также создание устройства управления летательным аппаратом, в частности, по тангажу и рысканию, которое является эффективным на малых скоростях полета.

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

Оно должно быть способным обеспечивать значительное отклонение вектора тяги для потребностей управления летательным аппаратом.

Целесообразно, чтобы система сопел была выполнена с возможностью разделения воздушного потока от вентилятора на первый и второй потоки для их выпуска через первое и второе сопла, и содержала, по меньшей мере, одно из двух следующих средств управления: средство распределения потока в каждом из двух сопел и средство ориентации вектора тяги, производимой каждым из двух сопел.

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

Предпочтительно, чтобы упомянутые сопла были выполнены с возможностью ориентации вектора тяги по рысканию. За счет этого компенсируется отсутствие киля или возможно снижение его размеров.

Предпочтительно также, чтобы упомянутые сопла использовались для управления по тангажу или по крену, или система сопел могла содержать две пары сопел, например, одну пару - для ориентации по рысканию, а другую - для ориентации по тангажу. Возможны также другие варианты конструкции или их комбинации.

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 - типичный ТРДД с большой степенью двухконтурности и раздельным истечением потоков.

Фиг. 3 - ТРДД по Фиг. 2, соединенный с системой сопел настоящего изобретения, изометрия

Фиг. 4 - горизонтальный разрез двигателя и системы сопел.

Фиг. 5 - вид сзади на двухдвигательный летательный аппарат в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 6 - вертикальный разрез по оси канала воздухозаборника, двигателя и сопла примера летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение.

Фиг. 7 - разрез плоскостью, нормальной оси канала, перед входом в двигатель.

Фиг. 8 - сечение плоскостью, нормальной оси канала, по выходу из вентилятора, где холодный контур делится на два полукольца.

Фиг. 9 - 11 - последовательность сечений переходного элемента канала, нормальных его оси, в сторону выхода.

Фиг. 12 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение полного раскрыва сопла.

Фиг. 13 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение минимального раскрыва сопла.

Фиг. 14 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение отклонения вектора тяги.

Фиг. 15 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение реверса тяги.

Фиг. 16 - Пример создания управляющего момента по рысканию.

На Фиг. 1 показан неограничительный пример летательного аппарата 1. Он выполнен по схеме «летающее крыло», содержит отсек полезной нагрузки 2, две консоли крыла 3 и 4 и приводится в движение двумя двухконтурными турбореактивными двигателями 5, расположенными в левом 6 и правом 7 отсеке центроплана большой относительной толщины. Воздух от воздухозаборников в передней кромке центроплана подводится к двигателям по каналам 8. Верхняя обшивка над двигателями и соплами условно не показана.

На Фиг. 2 показан разрез в плоскости симметрии двухконтурного турбореактивного двигателя 5. Воздушный поток попадает на вход двигателя через воздухозаборник и канал 8 и сжимается в компрессоре низкого давления (вентиляторе). Далее часть потока сжимается в компрессоре высокого давления 16, подается в камеру сгорания 17, где энергия и температура повышаются за счет сгорания топлива. Далее горячая газовоздушная смесь раскручивает турбины высокого и низкого давления 18, где часть энергии горячих газов отбирается механически для вращения компрессоров, и выходит из двигателя во входной трубчатый элемент горячего контура канала 15. Турбина вращает компрессор 16 и вентилятор холодного контура 19, который увеличивает скорость воздушного потока, идущего во впускной коллектор холодного контура канала 10. Тяга двигателя создается увеличением скорости потоков. В практике авиадвигателестроения известны два вида реактивных сопел: со смешением потоков горячего и холодного контура, как в противопоставляемом изобретении РФ №2443891, и с раздельным истечением, характерным для турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности (отношением массового расхода холодного и горячего потока).

На Фиг. 3 показана суть данной заявки - преобразование холодного потока кольцевой формы на выходе из холодного контура двигателя в два плоских потока на задней кромке крыла самолета схемы летающее крыло с целью снижения аэродинамического сопротивления и создания управляющих моментов отклонением этих потоков. Канал холодного контура 9 использует эту особенность конструкции, будучи выполненным раздвоенным. Он распределяет поток, выходящий из канала 10, на входе на два потока в двух каналах 11 и 12, которые заканчиваются двумя соплами 13 и 14 прямоугольного сечения. Каналы 10, 11 и 12 имеют форму, соответствующую задаче обеспечения разделения потока на два потока, а также переходу от формы полукольца к форме с прямоугольным сечением. Сопла имеют подвижные верхние и нижние створки 22, регулирующие величину и направление воздушного потока.

На Фиг. 4 приведено горизонтальное сечение по двигателю и соплу. Ось сопла не параллельна направлению полета, сопло развернуто наружу для снижения возмущающих моментов при отказе одного двигателя в самолете с двумя двигателями. Ось двигателя 5 развернута наружу от оси симметрии самолета для снижения суммарного угла поворота потока от воздухозаборника к соплу, что снижает потери в газовоздушном тракте.

На Фиг. 5 показан вид сзади на летательный аппарат - как вариант реализации тяжелый транспортный самолет схемы летающее крыло 1, с расположенными вдоль задней кромки крыла плоскими соплами 13 и 14 холодного контура и круглыми соплами 15 горячего контура

На Фиг. 6 дано сечение в вертикальной плоскости по оси воздухозаборника, канала 8, двигателя 5 и канала горячего контура 15. Мелкие для данного масштаба изображения детали двигателя не показаны. Ось двигателя расположена так, чтобы двигатель не выступал над верхней поверхностью крыла, а канал горячего контура 15 выходил к задней кромке крыла без больших поворотов потока. Двигатель 5 от выхода холодного контура 10 до выхода горячего контура 15 закрыт кожухом 21.

На Фиг. 7 дано сечение в плоскости входа в двигатель. Обтекатель 20 на нижней поверхности самолета построен вокруг коробки агрегатов двигателя.

На Фиг. 8-11 показана геометрия канала 9 в соответствии с настоящим изобретением.

Этот канал имеет участок с входным трубчатым элементом 10 со стороны вентилятора двигателя, соединенный с соплами 13 и 14. Входной трубчатый элемент канала горячего контура 15 непосредственно сообщается с выходом турбины двигателя. Как показано на Фиг. 8-11, его сечения, перпендикулярные потоку, являются окружностями.

Канал холодного контура распределяет поток, выходящий из канала двигателя 10, на входе на два потока в двух каналах 11 и 12, которые заканчиваются двумя соплами 13 и 14 прямоугольного сечения. Согласно представленному варианту выполнения, сопло содержит две подвижные горизонтальные створки 22, каждая из которых образует заострение. Этот тип выпуска воздуха применяется для летательного аппарата, показанного на Фиг. 1, и предназначен для обеспечения регулировки выходного сечения сопла, соответствующего режиму работы двигателя, отклонения вектора тяги вверх или вниз для создания управляющего момента тангажа, реверса тяги, а при отклонении вектора тяги сопел или левого и правого двигателя в разные стороны - момента крена. Момент рыскания создается разными площадями сечений, регулирующими расход воздуха и силу тяги правого и левого сопел.

Форма канала постепенно изменяется, начиная от входной плоскости, в сторону выхода, расширяясь в поперечном направлении и уменьшаясь при этом по высоте.

Значения площади канала в сечениях определяют в зависимости от требований, связанных с динамикой текучих сред, для минимума потерь тяги.

Далее следует описание варианта выполнения системы управления створками сопла 22, показанной на Фиг. 12-15. Согласно этому варианту выполнения створки имеют ось вращения 23 и тяги управления 24, размещенные сбоку от проточной части. Тяги управления прикреплены к качалке 25, вращающейся на штоке цилиндра управления раскрывом сопла 26 Симметричное изменение раскрыва правого и левого сопла зависит от режима работы двигателя. Несимметричное изменение раскрыва правого и левого сопла является средством распределения воздушного потока для создания управляющего момента вокруг вертикальной оси. К качалке прикреплена также тяга 27, передний шарнир которой соединен со штоком цилиндра управления вектором тяги 28, закрепленным на штоке цилиндра 26. На осях вращения 23 также закреплены створки реверса 29, передние кромки которых удерживаются прикрепленными к неподвижной части сопла 30 замками. Передние кромки створок 22 оборудованы уплотнениями, предотвращающими утечку воздуха между ними и неподвижной частью сопла. Крайне заднее положение качалки 25 соответствует максимальному раскрыву сопла и показано на Фиг. 12. На Фиг. 13 показано сопло в положении минимального раскрыва, когда передние кромки створок 22 приблизились к створкам реверса 29. При дальнейшем движении штока цилиндра 26 вперед раскрываются замки створок реверса 29, и они вместе со створками 22 поворачиваются в положение, показанное на Фиг. 15, полностью закрывая выход из сопла назад и перенаправляя весь поток воздуха на реверс тяги. Для изменения направления действия тяги шток цилиндра управления вектором тяги 28 смещается из нейтрального положения, вызывая поворот качалки 25 и несимметричное отклонение верхней и нижней створки 22, являющееся средством ориентации вектора тяги. На Фиг. 14 показано отклонение вектора тяги, создающее момент тангажа на кабрирование. Для создания управляющего момента рыскания не меняя расхода воздуха через двигатели, создают цилиндрами 26 разный раскрыв правого и левого сопла. Для этого также используют в соответствии с настоящим изобретением разделение потока на два отдельных потока в выхлопном коллекторе раздвоенного типа. Согласно отличительному признаку изобретения для обеспечения управления летательным аппаратом 1 без хвостового оперения предусмотрены средства управления, при помощи которых воздействуют на оба потока. На Фиг. 16 показано, как изменение соотношения расходов воздуха через сопла создает разворачивающий момент рыскания относительно центра масс самолета 29.

Предпочтительно каналы оптимизируют таким образом, чтобы в случае без изменения вектора тяги они создавали минимальную поперечную составляющую тяги каждого сопла. Действительно, эта составляющая приводит к снижению осевой тяги, которое необходимо свести к минимуму. Общая боковая составляющая тяги остается нулевой за счет симметрии системы. Таким образом, этот способ осуществления работы, лишь незначительно влияя на характеристики двигателя, обеспечивает создание векторной тяги, позволяющей компенсировать отсутствие хвостового оперения, в частности, на режимах малой скорости в переходных фазах полета, а также при движении самолета по земле. В результате создается момент поворота относительно центра тяжести самолета. Такой режим работы обеспечивает значительную векторную тягу, позволяющую управлять летательным аппаратом, правда, с некоторым ущербом для характеристик газогенераторной установки. Тем не менее, это снижение характеристик является контролируемым.

Техническим результатом данного изобретения, по сравнению с традиционным расположением двигателей с большой степенью двухконтурности под или над крылом на пилонах на самолете, спроектированном для перевозки заданной массы груза на заданную дальность, является:

- Рост аэродинамического качества самолета за счет исключения омываемой поверхности и сопротивления мотогондол и их пилонов

- Рост аэродинамического качества самолета за счет снижения донного сопротивления эжектирующим эффектом реактивной струи двигателя

- Снижение массы отклоняемых аэродинамических поверхностей и их приводов за счет частичной замены их створками сопла, отклоняющими вектор тяги

- Снижение массы самолета за счет сочетания створок реверса тяги со створками отклонения вектора тяги в одном агрегате

- Снижение массы самолета за счет отсутствия переменных по тяге двигателей моментов тангажа и органов аэродинамического управления для компенсации таких моментов.

- Снижение массы самолета за счет использования каналов холодного контура в качестве силовых балок хвостовой части самолета

По сравнению с ближайшим аналогом по патенту РФ №2443891, кл. F02K 1/40, опубл. в 2012 г, предусматривающим смешение потока горячего и холодного контуров и их последующее разделение на два сопла, техническим результатом является снижение массы конструкции при ее разделении на удлинительную жаровую трубу - сопло горячего контура, подверженное высоким тепловым нагрузкам (около 440 градусов Цельсия) и поэтому не включенное в силовую схему хвостовой части самолета, и два канала холодного контура, воздух в которых после вентилятора нагревается не более, чем на 50 градусов выше температуры окружающего воздуха. Такие каналы являются силовыми балками хвостовой части самолета, воспринимающими силу тяги, момент при отклонении вектора тяги и местные аэродинамические нагрузки. На эти каналы закрепляется и сопло горячего контура с возможностью теплового расширения. Каналы холодного контура могут быть изготовлены из нетермостойких композиционных материалов минимальной массы.

Снижение массы конструкции самолета и рост его аэродинамического качества, как технические результаты изобретения, должны превышать во взлетном весе влияние потерь тяги в более длинных воздушных каналах сложной формы, тогда применение изобретения экономически целесообразно, так как стоимость самолета в первом приближении пропорциональна взлетной массе, при фиксированных дальности полета и массе груза.

В настоящей заявке описан вариант осуществления изобретения. Однако можно предусмотреть другие варианты, не выходя при этом за рамки изобретения.

Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.

Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое устройство, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.

Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.

При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о промышленной применимости.