Результат интеллектуальной деятельности: ВОЗДУХО-ВОЗДУШНЫЙ РАДИАТОР И СПОСОБ ПОВЫШЕНИЯ ЕГО ЭФФЕКТИВНОСТИ

Изобретение относится к авиадвигателестроению, самолетостроению.

Повышение температуры газа перед турбиной является приоритетным направлением развития авиадвигателестроения. Повышение температуры может быть достигнуто двумя путями: применением жаропрочных материалов и охлаждением элементов двигателя.

В авиационных газотурбинных двигателях (ГТД) используются системы воздушного охлаждения (П.К. Казанджан, Н.Д.Тихонов, А.К. Янко. Теория авиационных двигателей. М.: Машиностроение, 1983, с. 188÷193). Эффективность указанных систем зависит от температуры и расхода охлаждающего воздуха (там же с. 195, рис. 11.8, 11.9).

Для понижения температуры охлаждающего воздуха в авиационных ГТД используют теплообменные устройства, расположенные внутри газовоздушного тракта двигателя (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина - М.: Изд-во МАИ, 2003, с. 656, рис. 22.1). Однако технические возможности таких устройств ограничены хладоресурсом воздуха, проходящего через двигатель, а также размерами газовоздушного тракта двигателя.

Целью изобретения является расширение технических возможностей теплообменных устройств, используемых для охлаждения элементов ГТД.

Известны воздухо-воздушные радиаторы, которые устанавливают в крыле самолета и используют для охлаждения воздуха, поступающего из центробежного нагнетателя в цилиндры поршневого двигателя. Указанные радиаторы имеют воздушные каналы, расположенные под обшивкой крыла, входной и выходной ресиверы, к которым подводится и отводится воздух (Жовинский Н.Е. Силовые авиационные установки. М.: Воениздат, 1948, с. 289, рис. 219).

Поставленная цель достигается тем, что воздухо-воздушный радиатор выполнен в виде воздушного канала, расположенного под обшивкой летательного аппарата, например, в крыле. На входе и выходе из воздушного канала размещены входной и выходной ресиверы соответственно, к которым подводится и отводится воздух. Ресиверы соединены между собой нагнетателем, который перекачивает часть воздуха из выходного ресивера во входной.

Предпочтительно в качестве нагнетателя использовать центробежный либо струйный нагнетатели. Воздушный канал конструктивно может состоять из нескольких отдельных каналов.

Сущность изобретения заключается в том, что, во-первых, хладоресурс воздуха не ограничивается хладоресурсом воздуха, проходящего через двигатель, во-вторых, время пребывания воздуха в теплообменнике за счет его циркуляции и размеров летательного аппарата (того же крыла) многократно возрастает, в-третьих, интенсивность теплообменных процессов (за счет высоких скоростей движения воздуха в воздушных каналах благодаря той же циркуляции) остается высокой. Согласно законам теплопередачи и то, и другое, и третье ведет к увеличению количества теплоты, передаваемой внешней среде (атмосфере).

Эффективность охлаждения воздуха в воздухо-воздушном радиаторе с увеличением скорости полета уменьшается вследствие кинетического нагрева обшивки летательного аппарата. На скоростях полета более трех чисел Маха температура воздуха в радиаторе превышает 700 К.

Подача воды во внутреннюю полость радиатора (воздушный канал) снижает температуру воздуха в радиаторе. Наибольший эффект достигается, если воду подавать в смеситель, установленный на выходе из выходного ресивера.

Сущность изобретения заключается в том, что критической температурой воды является температура 650 К. Мгновенный переход воды из жидкой фазы в газообразную сопровождается мгновенным поглощением теплоты (более 2700 кДж/кг).

На фиг. 1 изображен воздухо-воздушный радиатор;

на фиг. 2 изображен воздухо-воздушный радиатор.

Воздухо-воздушный радиатор (фиг. 1) состоит обшивки крыла 1, входного ресивера 2, выходного ресивера 3, центробежного нагнетателя 4, входного воздушного канала 5, выходного воздушного канала 6, воздушного канала, расположенного под обшивкой крыла, соединяющего ресиверы (для обеспечения жесткости канала между обшивкой крыла и его силовой частью установлены ребра жесткости, в которых имеются отверстия для прохода воздуха в поперечном направлении).

Горячий воздух высокого давления, забираемый за компрессором ГТД, через канал 5 поступает во входной ресивер 2 и далее движется по воздушному каналу, расположенному между силовой частью крыла и обшивкой, делает вокруг крыла оборот. Обшивка крыла омывается с двух сторон: горячим воздухом изнутри и холодным воздухом снаружи (потоки движутся в перекрестном направлении). Между горячим и холодным воздухом устанавливается тепловой поток, определяемый коэффициентом теплопередачи, градиентом температур и площадью крыла, омываемой воздушными потоками. Охлаждаемый воздух попадает в ресивер 3, откуда часть воздуха через центробежный нагнетатель 4 возвращается в ресивер 2, а часть через выходной канал 6 - в систему охлаждения двигателя. Воздух, попавший в ресивер 2 через нагнетатель 4, и горячий воздух, попавший через канал 5, смешиваются, в результате температура горячего воздуха понижается. Далее идет повторение цикла охлаждения воздуха в радиаторе, но уже с меньшей начальной температурой. Через несколько циклов температура воздуха в выходном ресивере устанавливается на минимальном уровне в зависимости от доли воздуха, перепускаемого через нагнетатель (так называемый коэффициент циркуляции воздуха - отношение расхода воздуха, проходящего через нагнетатель, к расходу воздуха, проходящему через воздушный канал, расположенный под обшивкой крыла).

Исследования показывают, что при коэффициентах циркуляции воздуха более 0,9 температура охлажденного воздуха приближается к температуре обшивки летательного аппарата (разница в температурах 20÷30 град).

На скоростях полета более трех чисел Маха температура обшивки летательного аппарата, и соответственно, температура охлажденного воздуха растут независимо от характеристик радиатора: коэффициента теплопередачи, коэффициента циркуляции, площади обшивки и т.д. В этих условиях для понижения температуры охлаждаемого воздуха (если это необходимо) используется вода, которая подается во внутреннюю полость (воздушный канал) радиатора, а лучше - в смеситель 7, установленный на выходе из выходного ресивера (фиг. 2). Испарение воды, которое в этих условиях происходит мгновенно, понижает температуру воздуха до заданной величины при достаточно умеренных расходах воды (исследования показывают, что в диапазоне скоростей полета до четырех Махов расход воды составляет не более 30% от расхода топлива).

Для привода центробежного нагнетателя требуется специальный привод и дополнительная мощность в пределах 1% от мощности турбины ГТД. Если коэффициент циркуляции небольшой, то можно обойтись струйным нагнетателем 8, который работает по принципу эжектора, у которого в качестве активного рабочего тела используется воздух высокого давления, поступающий для охлаждения в воздухо-воздушный радиатор (фиг. 2).

Воздухо-воздушный радиатор как энергетическая система позволяет при современном уровне технологий производства ГТД (жаропрочность и способы охлаждения лопаток) снять ограничение по температуре лопаток ГТД в диапазоне скоростей полета до четырех чисел Маха (расчетная температура газа перед турбиной - 2400 К).

Сопутствующим результатом является то, что воздухо-воздушный радиатор решает проблему обледенения летательного аппарата на принципиально новом уровне (обледенение исключается как явление).