Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя. Двигатель авиационный устройство


Устройство авиационного двигателя

Для того, чтобы устранять образование наружных утолщений при размещении вспомогательных механизмов и коробок приводов и приводить в действие эти механизмы, в соответствии с настоящим изобретением разделительные обтекатели расположены внутри перепускного канала внешнего контура двигателя. Канал внешнего контура двигателя находится между корпусом и внутренним контуром компрессора/турбины двигателя. Обтекатели имеют достаточные габариты, чтобы разместить вспомогательные механизмы, в то время как канал внешнего контура соответственно сформирован осесимметричным для того, чтобы устранять и уравновешивать любой эффект блокирования этих обтекателей в пределах канала при наличии воздушного потока. Дополнительно обтекатели можно предусматривать для размещения масляного бака двигателя, а также для размещения механизмов фильтра/теплообменника, предназначенных для двигателя. При таких обстоятельствах поддерживается имеющий значимость удлиненный цилиндрический профиль двигателя таким образом, что для этого двигателя требуется уменьшенное поперечное сечение, позволяя этим иметь уменьшенный планер летательного аппарата, что в результате приводит к наличию улучшенного профиля волны звукового удара. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Настоящее изобретение касается разработки устройств авиационных двигателей и более конкретно относится к компоновкам двигателей, используемых в летательных аппаратах с высокой и сверхзвуковой скоростями полета.

В относительно современном авиационном газотурбинном двигателе некоторые вспомогательные агрегаты, такие как коробка приводов и электрический стартер/генератор, устанавливаются снаружи корпуса вентилятора внутри гондолы или планера, в пределах которых встраивается двигатель. Вспомогательные технические средства, такие как подводящие трубопроводы для смазочного масла и электрические кабели, прокладываются через обтекатели, проходящие поперек канала внешнего контура. Эти обтекатели не воспринимают на себя конструкционные силовые нагрузки, но обеспечивают при этом аэродинамическую профилированную форму вокруг вспомогательных технических средств.

Для сведения к минимуму аэродинамического сопротивления гондола и планер плотно облегают двигатель по его периферии, уменьшая лобовую площадь до ее минимальной величины. Однако имеется одно неудобство, которое состоит в том, что при профилировании аэродинамической формы планера или гондолы посредством компромисса допускается наличие утолщения для размещения вспомогательных технических средств. Ясно, что образованному любому утолщению можно придавать обтекаемую форму, но при этом подразумевается, что такое действие будет увеличивать коэффициент лобового сопротивления летательного аппарата из-за наличия более крутых углов капота, требуемых для того, чтобы осуществлять рабочую операцию очистки вспомогательных технических средств. Уже известно, что при сверхзвуковых скоростях полета летательного аппарата такое утолщение будет увеличивать звуковой удар на гондоле.

В описании изобретения по патенту Великобритании №744,695 раскрыт компактный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий внутренний контур, имеющий последовательно размещенные компрессор, камеру сгорания и турбину. Поток ядра течения повернут и направлен вперед для того, чтобы протекать через камеру сгорания, которая размещена внутри множества дискретных патрубков. Двигатель дополнительно включает в себя дискретные перепускные проточные трубки, которые в периферийном направлении с чередованием размещены между трубками камеры сгорания. Поскольку трубки камеры сгорания простираются только на осевом участке перепускных труб, вспомогательные технические средства двигателя размещены между перепускными трубками и передним осевым участком трубок камеры сгорания. Хотя эта конфигурация двигателя является укороченной в связи с наличием противоточной камеры сгорания, имеется серьезный недостаток, заключающийся в том, что реверсирование газового потока вызывает существенные потери энергии потока и прерывание поступления газового потока в камеру сгорания. Кроме того, дополнительно периферийное чередование перепускных трубок и трубок камеры сгорания означает, что при любом заданном воздушном потоке через ядро течения в двигателе имеется не только кольцеобразный впуск, но при этом также ядро течения противоточной камеры сгорания занимает, по существу, существенный участок в кольцеобразном канале внешнего контура в современном обычном газотурбинном двигателе. Таким образом, перепускной газовый поток приводит к возникновению существенных энергетических проточных потерь, при этом энергия поступает в дискретные перепускные трубки. Таким образом, лобовая площадь этого двигателя может быть значительно увеличенной по сравнению с лобовой площадью обычного газотурбинного двигателя, имеющего кольцеобразный канал внешнего контура при отсутствии потока противоточной камеры сгорания. Более того, в описании изобретения по патенту Великобритании №744,695 не раскрывается ни наличие обтекателя, проходящего поперек канала внешнего контура, ни крепление вспомогательных технических средств внутри такого обтекателя. Двигатель, изготовленный в соответствии с изобретением по патенту Великобритании №744,695, не является пригодным для полета с высокими скоростями или со сверхзвуковыми скоростями.

В соответствии с настоящим изобретением предусматривается создание газотурбинного двигателя, содержащего ось вращения, вентилятор, внутренний контур двигателя, окруженный наружным корпусом с образованием перепускного канала, вспомогательные технические средства двигателя и обтекатель, при этом обтекатель проходит по существу радиально между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, причем двигатель отличается тем, что его вспомогательные технические средства размещены в пределах обтекателя.

Вспомогательные технические средства связаны с внутренним контуром двигателя с возможностью получения ими привода от него посредством использования приводного вала.

Имеются одни вспомогательные технические средства, которые содержат коробку приводов, и другие вспомогательные средства, которые смонтированы на первых с возможностью получения привода от них.

Предпочтительно вспомогательные технические средства размещены, по существу, аксиально по отношению к оси вращения двигателя, при этом другие вспомогательные средства установлены, по существу, аксиально вдоль коробки приводов для сведения к минимальной величине площади поперечного сечения обтекателя.

Альтернативно вспомогательные технические средства установлены по существу перпендикулярно к оси вращения двигателя.

При альтернативе вспомогательные технические средства расположены под углом относительно перпендикуляра к оси вращения двигателя и относительно прямой, параллельной этой оси вращения.

Предпочтительно другие вспомогательные технические средства выполнены с таким размером, который определяет аэродинамическую форму обтекателя.

Предпочтительно предусмотрено наличие, по меньшей мере, двух обтекателей, и при этом на месте их расположения не требуется наличие, по меньшей мере, двух обтекателей при обычном кольцеобразном порядке расположения направляющих лопаток.

Предпочтительно обтекатель приспособлен к передаче нагрузок от двигателя между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, при этом конструкционные нагрузки содержат любую одну или большее количество нагрузок из группы, в которую входят осевая тяговая, поперечная, вертикальная или скручивающая силовые нагрузки. При этом обтекатели являются криволинейными и выполнены так, чтобы спрямлять перепускаемый поток воздуха от вентилятора.

Предпочтительно двигатель окружен гондолой для того, чтобы сводить к минимуму значение аэродинамического сопротивления.

Предпочтительно обтекатели находятся в положении аэродинамического уравновешивания в направлении поперек двигателю.

Предпочтительно, по меньшей мере, чтобы один корпус был адаптирован к нормализации потока воздуха через перепускной канал, и такая адаптация осуществляется посредством придания бочкообразной формы, по меньшей мере, одному корпусу.

Предпочтительно обтекатели и/или корпус коробки приводов обеспечивают теплозащиту для механизмов вспомогательных технических средств.

При альтернативе масляный бак и/или теплообменники для дизельного топлива размещены в обтекателях.

Предпочтительно участок канала внешнего контура является подвижным для того, чтобы иметь доступ к обтекателю.

При альтернативе створка для доступа предусмотрена в корпусе, при этом створка для доступа предусматривается и в обтекателе.

Варианты воплощения настоящего изобретения будут теперь описываться посредством раскрытия примера его реализации со ссылками на сопроводительные чертежи, на которых:

фиг.1 - боковое сечение схематически представленного газотурбинного двигателя, смонтированного внутри гондолы и известного из существующего уровня техники;

фиг.2 - схематически изображенный боковой вид газотурбинного двигателя при возможной установке на крыле для высокоскоростных полетов;

фиг.3-схематически показанное продольное сечение, выполненное по горизонтальной центральной линии устройства авиационного газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.3а - сечение обтекателя по линии А-А на фиг.3;

фиг.4 - схематически изображенное сечение носового участка устройства авиационного газотурбинного двигателя, выполненного в соответствии с настоящим изобретением;

фиг.5 - схематически показанное сечение обтекателя по линии В-В на фиг.4, выполненного в соответствии с дополнительным вариантом настоящего изобретения;

фиг.6 - схематически изображенное сечение переднего участка авиационного газотурбинного двигателя, взятое по горизонтальной центральной линии устройства авиационного газотурбинного двигателя, в соответствии с настоящим изобретением.

Обращая внимание на фиг.1, можно видеть, что показанный поз.10 обычно известный из существующего уровня техники двухконтурный газотурбинный реактивный двигатель имеет основную ось 11 вращения. Двигатель 10 содержит расположенные последовательно в осевом потоке воздухозаборник 12, вентилятор 13 двигателя и внутренний контур 8 двигателя, который сам содержит компрессор 14 среднего давления, компрессор 15 высокого давления, оборудование 16 для работы камеры сгорания, турбину 17 высокого давления, турбину 18 среднего давления, турбину 19 низкого давления. Двигатель 10 дополнительно включает в себя выхлопное сопло 20. Гондола 21 по существу окружает двигатель 10 и образует как воздухозаборник 12, так и выхлопное сопло 20.

Газотурбинный двигатель 10 работает обычным способом и так, чтобы воздух, входящий в воздухозаборник 12, был бы ускорен с помощью вентилятора 13 с целью получения двух воздушных потоков: первый воздушный поток протекает во внутренний контур 8 двигателя и через компрессор 14 среднего давления, а второй воздушный поток проходит через канал 22 внешнего контура для того, чтобы обеспечить осевую тягу двигателя. Компрессор 14 среднего давления сжимает воздушный поток, направленный в него, перед подачей этого воздуха в компрессор 15 высокого давления, где имеет место дальнейшее сжатие потока.

Сжатый воздух, выпущенный от компрессора 15 высокого давления, направляется к оборудованию 16 для работы камеры сгорания, где он смешивается с топливом, после чего смесь воспламеняется. Получаемые в результате нагретые продукты сгорания затем расширяются, и таким образом перед выпуском через выхлопное сопло 20 и перед потерей энергии заставляют работать турбину 17 высокого давления, турбину 18 среднего давления, и турбину 19 низкого давления при обеспечении дополнительной тяги двигателя с помощью выхлопного сопла 20. Турбина 17 высокого давления, турбина 18 среднего давления и турбина 19 низкого давления соответственно приводят в действие компрессор 15 высокого давления, компрессор 14 среднего давления и вентилятор 13 посредством соединительных валов 23, 24 и 25.

Вентилятор 13 по периферии окружен конструкционным элементом в виде корпуса 41 вентилятора, который опирается на кольцеобразно установленные выпускные направляющие лопатки 9, проходящие между корпусом 39, который окружает внутренний контур 8 двигателя.

Двигатель 10 дополнительно включает в себя агрегат 28 коробки приводов/генератора, который используется для запуска двигателя в работу и для выработки электричества, как только двигатель запускается в работу и продолжает ее в обычном режиме. Вырабатываемое электричество используется для двигателя и связанных с ним авиационных вспомогательных электрически действующих технических средств способом, хорошо известным из существующего уровня техники. Агрегат 28 коробки приводов/генератора кинематически связан с возможностью осуществления привода с высоконапорным валом 24 путем использования приводного средства 35. Однако при других вариантах воплощения изобретения агрегат 28 коробки приводов/генератора может получать привод любым одним или большим количеством валов 24, 25. При этом варианте воплощения изобретения агрегат 28 коробки приводов/генератора включает в себя внутреннюю коробку 29 приводов, присоединяющую первый ведущий вал 30 к валу 23 высокого давления, промежуточную коробку приводов 31, присоединяющую первый ведущий вал 30 ко второму ведущему валу 32, и наружную коробку 33 приводов, соединенную с возможностью осуществления привода со вторым ведущим валом 32. Наружная коробка 33 приводов с возможностью осуществления привода связана с генератором 34, который обладает способностью работы по вышеупомянутому способу. Генератор 34 и наружная коробка 33 приводов смонтированы на корпусе вентилятора и размещены в пределах гондолы 21. Первый ведущий вал 30, промежуточная коробка 31 приводов и второй ведущий вал 32 размещены в пределах распределительного обтекателя 40 канала внешнего контура.

Согласно ссылке на страницы 66-71 5-го издания книги «The Jet Engine», опубликованной компанией Rolls-Royse pls в 1986 году, ISBN 0902121235, коробка 33 приводов не только приводит в рабочее положение стартер и генератор 36, но также является приводом для других вспомогательных технических средств, таких как множество насосов. Традиционно коробка 33 приводов и приводимые вспомогательные технические средства (36) размещаются по периферии вокруг корпуса 41 вентилятора и вообще в нижней части двигателя 10.

Другие вспомогательные технические средства 36, известные из существующего уровня техники, также монтируются на корпусе вентилятора.

Вообще, газотурбинный двигатель включает в себя множество вращающихся рабочих лопаток компрессоров 13, 14, 15 и лопаток турбин 17, 18, 19, расположенных вокруг общей оси 11. При таких обстоятельствах умозрительно газотурбинный двигатель представляется цилиндрическим. Таким образом, основную форму газотурбинного двигателя представляют собой продольный цилиндр и любые механизмы 28, 36 вспомогательных технических средств, которые будут выступать наружу по отношению к основной цилиндрической форме. Что касается высокоскоростного летательного аппарата, то следует отметить, что его аэродинамический профиль и граница области полетных режимов имеют большое значение в отношении коэффициента сопротивления, а также в отношении звуковых ударов/шума. При таких обстоятельствах наличие опережающих выступов и выпуклостей, вызываемых наличием механизмов коробок приводов и вспомогательных технических средств в дополнение к основному цилиндрическому профилю двигателя, вызывает проблемы, когда стремятся сводить к минимальной величине аэродинамическое сопротивление.

На фиг.2 иллюстрируется типичное устройство двигателя для высокоскоростных полетов, расположенного на крыле 2 летательного аппарата 3. Как может быть замечено, крыло 2 связано с газотурбинным двигателем 10. При наличии высокой скорости полета и при потенциально возможной сверхзвуковой скорости полета носовой воздухозаборник гондолы является неудобным для использования из-за серьезности проблемы формирования ударной волны, и поэтому непрестанно уменьшающаяся эффективность воздухозаборника проявляется по мере возрастания скорости потока забираемого воздуха. Таким образом, при высоких скоростях полета так называемые входные конфигурации при внешнем / внутреннем сжатии, когда сверхзвуковой поток воздуха, входящий в воздухозаборник, существенно уменьшается до дозвукового потока, приводят к тому, что они являются предпочтительными для согласования с потребностями компрессора двигателя. Этот тип устройства входа воздуха, как показано на фиг.2, создает серию мягких ударных волн без чрезмерного уменьшения эффективности воздухозаборника компрессора.

Для того чтобы уменьшать аэродинамическое сопротивление, величина диаметра вентилятора сохраняется минимальной по своему значению, что приводит в результате к наличию относительно большой длины двигателя. Относительно длинный и тонкий профиль двигателя 10 получен при учете компромисса посредством удовлетворения требования размещения механизмов вспомогательных технических средств в пределах гондолы 21, что в результате в этом примере приводит к наличию, по меньшей мере, одного выступающего утолщения 5 в нижней части двигателя 10. Это утолщение 5, хотя и аэродинамически сглаженное, все еще увеличивает коэффициент аэродинамического сопротивления, а также вызывает увеличенную интенсивность звукового удара.

В идеальном случае, профиль двигателя в пределах гондолы должен быть сведен к минимальной его характеристике для того, чтобы достичь как можно низкое значение коэффициента аэродинамического сопротивления, а также при высоких скоростях полета достичь сокращения проблем, связанных с шумом во внешней среде при наличии в ней звукового удара.

Настоящее изобретение относится к компоновке двигателя, при которой механизмы вспомогательных технических средств находятся в пределах основного цилиндрического профиля двигателя, таким образом значительно уменьшая аэродинамическое сопротивление и помогая сводить к минимуму звуковой удар.

Обращая теперь внимание на фиг.3 и на фиг 4, можно видеть, что поддерживается вообще цилиндрический профиль гондолы или корпуса 21 двигателя 10 в то время, как механизмы вспомогательных технических средств размещены в пределах этого профиля. Двигатель 10 по существу конструируется так, как это описано со ссылкой на фиг.1, однако теперь будут рассматриваться те отличительные признаки, которые изложены в отношении настоящего изобретения.

В соответствии с настоящим изобретением предусмотрено наличие обтекателя 26, который расположен в пределах канала 22 внешнего контура, который охватывает механизмы 27 вспомогательных технических средств. Эти механизмы 27 вспомогательных технических средств включают в себя агрегат 28 коробки приводов / генератора, а также другие вспомогательные технические средства 36, такие как насосы для перекачивания масла, насосы для подачи топлива, электрические генераторы, предназначенные для подачи электроэнергии к техническим средствам планера, и гидравлически действующие механизмы. По существу, коробка 28 приводов теперь аксиально сопряжена (по оси 11), и каждое из приводимых вспомогательных технических средств 36 также, по существу, аксиально сопряжено в пределах обтекателя 26. Таким образом, оси вращения вспомогательных технических средств 36, получающих привод от коробки 28 приводов, по существу, являются перпендикулярно ориентированными по отношению к оси 11 двигателя.

Хотя является предпочтительным сопряжение коробки приводов и вспомогательных технических средств по существу параллельно оси 11, также является возможным их сопряжение по существу перпендикулярно или даже под углом между параллельной линией и перпендикуляром. Преимущество этого состоит в том, что приводной рычаг 54 взаимодействует с коробкой 28 приводов при наличии дающего преимущество и желательного угла (см. фиг.3) в зависимости от того, в каком месте приводной рычаг 54 взаимодействует с внутренним контуром 8 двигателя и в каком месте коробка 28 приводов смонтирована в пределах обтекателя 26.

Обтекатели 26 расположены в пределах общего цилиндрического профиля двигателя 10 и не создают выступающие утолщения, как это описано со ссылкой на фиг.2. В отличие от устройства, известного из предшествующего уровня техники, настоящее изобретение позволяет иметь более близкий к фигуре цилиндра профиль гондолы, который значительно уменьшает аэродинамическое сопротивление и/или принижает значимость звукового удара летательного аппарата.

Механизмы 27 вспомогательных технических средств соединены таким образом, чтобы обеспечивать их необходимое функционирование в соответствии с известными технологическими процессами.

На фиг.3а показана предпочтительная компоновка вспомогательных технических средств 28, 36, находящихся в пределах обтекателя, и непосредственно сам профиль обтекателя 36. Коробка 28 приводов размещена внутри по отношению к вспомогательным техническим средствам 36 и ориентирована радиально. Коробка 28 приводов соединена с возможностью осуществления привода с внутренним контуром 8 двигателя посредством приводного вала 54 и, по существу, сопряжена и скомпонована аксиально, благодаря чему представляет собой наименьшую область по отношению к потоку течения по перепускному каналу. Каждое вспомогательное техническое средство 36, получающее свой привод от коробки 28 приводов, расположено таким образом, что размер каждого из вспомогательных технических средств 36 удобно предопределяет аэродинамический профиль обтекателя 26. Такое расположение вспомогательных технических средств 28, 38 особенно приносит преимущество в уменьшении степени блокировки потока в перепускном канале 22.

Следует отметить, что, по меньшей мере, один другой обтекатель 26' может быть включен в двигатель, и этот обтекатель включает в себя другие вспомогательные технические средства 27'.

Традиционно множество направляющих лопаток 9, кольцеобразно размещенных (см. фиг.2), способно к передаче аэродинамических силовых нагрузок между внутренним контуром 8 и внешним корпусом 41 вентилятора, а затем на монтажное конструкционное крепление 58 летательного аппарата (см. фиг.4). Дополнительное преимущество настоящего изобретения состоит в том, что обтекатели 26, 26' спроектированы таким образом, что они воспринимают аэродинамические силовые нагрузки. При реализации настоящего изобретения, по меньшей мере, часть направляющих лопаток 9 может быть заменена обтекателями 26, 26', хотя существует возможность того, что все упорядоченное множество направляющих лопаток будет заменяться в том случае, если будет предусмотрено наличие не одного, а большего количества обтекателей 26, 26'.

В этом случае (см. фиг.4 и 6) обтекатели 26, 26' являются жестко соединенными между корпусом 39 внутреннего контура двигателя и корпусом 41 вентилятора или корпусом 21. Обтекатели 26, 26' представляют собой жесткую коробкообразную конструкцию 60, способную воспринимать осевую тяговую, вертикальную и горизонтальную силовые нагрузки, а также скручивающие силовые нагрузки, действующие на двигатель. Следует отметить, что для специалиста в данной области техники возможны многие различные конструкционные формы, но этот специалист легко поймет, что такие альтернативные формы должны являться техническими средствами для передачи силовых нагрузок, действующих на двигатель, между внутренним контуром 8 двигателя и корпусом 41 вентилятора. Обтекатели 26, 26' поэтому жестко присоединены к наружному корпусу 41 или 21 и к корпусу 39 внутреннего контура двигателя, при этом каждый корпус будет выполнен, по существу, кольцеобразным по форме и ему будет присуща большая жесткость. Когда обтекатели 26, 26' проходят в аксиальном направлении на относительно большой длине по сравнению с обтекателем 40 (см. фиг.2), известным из существующего уровня техники в ее данной области, реализуются дополнительные преимущества увеличенной жесткости внутреннего контура двигателя. Такие преимущества включают в себя улучшение контролирования зазоров у концевых участков лопаток, вследствие чего повышается экономичность эксплуатации.

Обращая теперь внимание на фиг.5, можно убедиться, что хорошо известным является тот факт, что направляющие лопатки также предусматриваются спрямляющими поток перепускаемого воздуха, выходящего из вентилятора 13. При дальнейшем совершенствовании настоящего изобретения для достижения дополнительного преимущества обтекатели 26, 26' также выполняются криволинейными с целью достижения аналогичного спрямления перепускаемого воздушного потока.

Обращая теперь внимание на фиг.6, можно видеть, что настоящее изобретение позволяет осуществлять размещение механизмов 27 вспомогательных технических средств в пределах обтекателя 26, но можно понимать при этом, что обтекатель 26, располагаемый в пределах перепускного канала 22, может вызывать турбулентность, блокирование и неоднородность в течении потока 24. При таких обстоятельствах осуществляется внутреннее формирование в рамках по существу концентрического размещения корпуса 21 гондолы и корпуса 39 внутреннего контура двигателя для образования перепускного канала 22 с той целью, чтобы осуществлять контролирование потока 24 для достижения эффективной эксплуатации двигателя 10. Внутреннее формирование включает в себя придание бочкообразной формы при наличии концентрического расположения корпуса 21 и корпуса 39 внутреннего контура двигателя для того, чтобы ограничивать эффект влияния введения обтекателей 26 внутрь этого канала 22. Это придание бочкообразной формы включает в себя радиальную протяженность перепускного канала 22 между местами, обозначенными радиальными протяженностями 44 и 43 и расположенными по существу далеко от обтекателей 26, 26', и соответственно местами, находящимися непосредственно и смежно положениям обтекателей 26, 26'. Величина радиальной протяженности 43 является большей, чем радиальная протяженность 44.

Это придание бочкообразной формы выполняется либо посредством формирования корпуса 21 внешнего контура или корпуса 39 внутреннего контура двигателя, либо приданием бочкообразности как корпусу 21, так и корпусу 39. Когда обтекатели 26, 26' меняют ширину по своей периферии в направлении по течению в связи с изменением размера вспомогательных технических средств, размещенных в этих обтекателях, степень бочкообразности формы также изменяется для поддержания постоянного или желательного в иных случаях профиля поперечного сечения воздушного потока. Следует учитывать, что степень придания бочкообразности формы должна быть относительно небольшой по своему значению и что наружный профиль гондолы должен поддерживаться цилиндрическим по форме, как это выше описано с указанием преимущества, получаемого от этого профилирования.

Следует также понимать, что хотя имеются возможные увеличенные вредные влияния вспомогательных технических средств на поток 24 воздуха и на традиционное ориентирование вспомогательных технических средств (в горизонтальном направлении по центральной линии), принято иметь возможность выполнения трех обтекателей, располагающихся при углах в 120 градусов, или даже четырех обтекателей, размещающихся при углах в 90 градусов. При альтернативе обтекатели в соответствии с реализацией настоящего изобретения могут находиться в неуравновешенном положении в рамках блокирования поперечного сечения при таких несимметричных изменениях, вызванных изменением поперечного сечения перепускного канала или иными причинами.

В дополнение к обтекателям 26, в которых размещаются механизмы 27 вспомогательных технических средств, следует также понимать (см. фиг.4), что могут включаться обтекатели 26, которые просто используются в качестве баков 34 для содержания смазочного масла, или они могут содержать масляные фильтры 35, или они могут быть предназначены для обеспечения соответствующего расположения теплообменников 45 для охлаждения масла или топлива. При любых особенностях учащенного технического обслуживания желательно размещать их вблизи предназначенных для этого панелей с вырезами или панелей 50 для обеспечения доступа, расположенных в корпусах двигателя.

Следует учитывать, что внутренний контур 8 двигателя, включая в себя камеру сгорания 16, а также турбины 17, 18, 19 и другие устройства, при эксплуатации двигателя будет становиться относительно нагретым. При таких обстоятельствах обтекатели 26 содержат соответствующие экранирующие средства 31, 52 для механизмов 27 вспомогательных технических средств двигателя, предохраняющие их от воздействия температур внутреннего контра 8 двигателя. При одном из вариантов воплощения настоящего изобретения это достигается тем, что используются кожух 31 коробки приводов и уплотнения корпуса 39 внутреннего контура двигателя и обтекателей 26 для того, чтобы экранировать вспомогательные технические средства в отдельной зоне. Тем не менее, следует учитывать, что поток воздуха через каналы 23 самостоятельно обеспечит охлаждение обтекателя 26, и это, в свою очередь, должно ограничить влияние нагреваемости в отношении механизмов вспомогательных технических средств, удерживаемых в пределах обтекателей 26.

Вообще, механизмы 27, удерживаемые в пределах обтекателей 26, будут снабжаться энергией, отбираемой от энергии, которую вырабатывают во внутреннем контуре 8 двигателя и затрачивают на тяговое движение, посредством смежной коробки 28 приводов. Таким образом, соответствующие радиальные приводы 54 (см. фиг.4), работающие с помощью внутреннего контура 8 двигателя, дают энергию привода этим коробкам 28 приводов и, таким образом, механизмам 27 вспомогательных технических средств, находящимся в пределах обтекателей 26. Альтернативно каждое из вспомогательных технических средств 27 может скорее получать индивидуальный привод от электрического двигателя 56, чем от радиального привода, снабжаемого энергией от двигателя.

Рабочие операции газотурбинного двигателя 10 могут осуществляться в соответствии с традиционной технологией его эксплуатации за исключением того, что обтекатели 26 позволяют осуществлять размещение механизмов 27 вспомогательных технических средств в пределах традиционного профиля обтекателя двигателя 10. Короче говоря, механизмы 27 вспомогательных технических средств расположены в пределах обтекателей 26, которые проходят по ширине перепускного канала 22. Воздушный поток 24 поддерживается благодаря соответствующему несимметричному формированию и приданию бочкообразной формы каналу 23 внешнего контура для смягчения влияния блокировки, вызванной обтекателями 26. При таких обстоятельствах даже при таком придании бочкообразности корпусу 21 двигатель 10 имеет уменьшенный диаметр поперечного сечения по сравнению с тем, который имеется у известного двигателя при реализации других целесообразных соображений (например, при наличии отогнутых профилей лопаток вентилятора или при наличии системы трубопроводов или системы каналов двигателя, проложенных между обтекателем 37 гондолы и корпусом 21 двигателя). Этот диаметр диктует величину минимального размера гондолы.

Ясно, что необходимо осуществлять техническое обслуживание коробки 28 приводов, а также механизмов 27 вспомогательных технических средств, удерживаемых в пределах обтекателей 26. При таких обстоятельствах, доступ к этим обтекателям 26 и механизмам 27 осуществляется через предназначенные для этого створки 50 доступа. Эти створки 50 доступа расположены в пределах корпуса 21 и образуют часть его конструкции, и корпус 21 определяет канал 23 внешнего контура двигателя. Створки 50 выполнены в виде шарнирных участков каналов, поворотно смонтированных относительно корпуса 21 гондолы. При альтернативе створки 50 доступа могут демонтироваться. Створки 50 доступа обеспечивают улучшенную жесткость канала 23 во время выполнения полета, в то время как зафиксированные секции 41а корпуса 41 обеспечивают конструкционную прочность для поддержания деталей двигателя (например, агрегата реверсирования тяги/регулируемого сопла). Створки 50 обеспечивают доступ во время выполнения рабочих операций по техническому обслуживанию к вспомогательным техническим средствам, находящимся в обтекателе 26, а также доступ к деталям внутреннего контура 8 двигателя.

Обращая внимание на фиг.6, можно видеть, что альтернативное обеспечение доступа включает в себя подвижный участок 21а гондолы 21, подвижную панель 62 корпуса 41, подвижную панель 64 обтекателя 26 для доступа к вспомогательным техническим средствам 27 и подвижную панель 66 корпуса 39 внутреннего контура 8 двигателя. Хотя в описании изобретения указано, что все эти панели 21а, 41, 62, 64 доступа могут быть подвижными, они могут быть смонтированы поворотными или иметь возможность демонтажа и крепления с помощью механизмов, известных из существующего уровня техники в данной области.

Для реализации более желательного профиля двигателя 10, а следовательно, и для выполнения более желательного поперечного сечения планера или гондолы, в которой этот двигатель 10 будет расположен, следует учитывать, что может быть улучшена характеристика звукового удара по сравнению с той, которая имеется у традиционных устройств газотурбинных авиационных двигателей, предназначенных для полета с высокими значениями скоростей. Кроме того, устранение вредных аэродинамических эффектов внешнего утолщения, вызывающего увеличенное сопротивление обтекателя или корпуса, должно улучшать рабочие характеристики летательных аппаратов. Кроме того, если имеется любое утолщение для получения однородности потока воздуха, оно должно будет распространяться скорее в боковом, чем в вертикальном направлении, то есть поперек планера, фюзеляжа или крыла. Более правильный профиль двигателя 10, совместимый с основой цилиндрической формой, позволяет уменьшать необходимую площадь поперечного сечения гондолы 21, сформированной вокруг двигателя 10, что, в свою очередь, позволит определить профиль фюзеляжа планера в пределах принятых норм проектирования летательных аппаратов, но с последовательным уменьшением интенсивности звуковых ударов при получении конкретных преимуществ для сверхзвукового полета.

В то время как в предшествующем описании изобретения предпринята попытка привлечь внимание к тем особенностям изобретения, которые, как уверен автор изобретения, являются имеющими конкретную важность, следует также понимать, что заявитель притязает на защиту в отношении любого патентоспособного признака или совокупности признаков, на которые здесь ранее сделана ссылка и которые здесь выше упомянуты и/или показаны на сопроводительных чертежах, независимо от того, подчеркивалось ли это специально со специфическим акцентом.

1. Газотурбинный двигатель, содержащий ось вращения, вентилятор, внутренний контур, окруженный наружным корпусом с образованием перепускного канала, вспомогательные технические средства двигателя и обтекатель, проходящий по существу радиально между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом, вспомогательные технические средства двигателя размещены внутри обтекателя, где вспомогательные средства содержат коробку приводов, а другие вспомогательные технические средства смонтированы на указанных вспомогательных средствах с возможностью получения от них привода, отличающийся тем, что другие вспомогательные технические средства установлены в аксиальной последовательности к оси вращения двигателя вдоль коробки приводов для образования минимальной площади поперечного сечения обтекателя.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что вспомогательные технические средства соединены с возможностью получения привода с внутренним контуром двигателя посредством ведущего вала.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что другие вспомогательные технические средства имеют размеры, которые определяют аэродинамическую форму обтекателя.

4. Газотурбинный двигатель по пп.1-3, отличающийся тем, что в нем предусмотрено, по меньшей мере, два обтекателя.

5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что обтекатель приспособлен к передаче нагрузок от двигателя между внутренним контуром двигателя и наружным корпусом.

6. Газотурбинный двигатель по п.5, отличающийся тем, что конструкционные нагрузки включают в себя любую одну или большее количество нагрузок из группы, в которую входят осевая тяговая, поперечная, вертикальная или скручивающая силовые нагрузки.

7. Газотурбинный двигатель по п.6, отличающийся тем, что обтекатель является криволинейным и выполнен таким образом, чтобы спрямлять перепускаемый поток воздуха от вентилятора.

8. Газотурбинный двигатель по п.7, отличающийся тем, что двигатель окружен гондолой для того, чтобы сводить к минимуму значение аэродинамического сопротивления.

9. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатели аэродинамически сбалансированы в направлении поперек двигателю.

10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один корпус адаптирован к нормализации потока воздуха через перепускной канал.

11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что такая адаптация осуществляется посредством придания бочкообразной формы, по меньшей мере, одному корпусу.

12. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что обтекатели и/или корпус коробки приводов обеспечивают теплозащиту для механизмов вспомогательных технических средств.

13. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в обтекателях размещены масляный бак и/или теплообменники дизельного топлива.

14. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что участок перепускного канала является подвижным для обеспечения доступа к обтекателю.

15. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в корпусе предусмотрена створка доступа.

16. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в обтекателе предусмотрена створка доступа.

17. Летательный аппарат, включающий в себя газотурбинный двигатель, как описан в любом из предыдущих пунктов.

www.findpatent.ru

Авиационный двигатель

Строительные машины и оборудование, справочник

Категория:

   Устройство и работа двигателя

Авиационный двигатель

Четырехтактный двигатель АШ-82В с непосредственным впрыскиванием бензина, воздушным охлаждением и приводным двухскоростным компрессором устанавливают на вертолетах.

Двигатель имеет цилиндров, расположенных звездообразно в два ряда.

Картер двигателя состоит из передней части главного картера, переднего и заднего корпусов компрессора и задней крышки. Внутри передней части картера, отлитой из магниевого сплава, монтируются приводы к агрегатам, установленным на ней, и опорно-упорный подшипник переходного вала муфты включения винта.

Главный картер состоит из четырех стальных и двух алюминиевых частей, соединенных между собой болтами и шпильками. Внутри главного картера монтируются кривошипно-шатунный механизм, детали приводов механизмов газораспределения, балансиры, уравновешивающие силы инерции второго порядка и их моменты, а также приводы балансиров. Роликовые подшипники коренных шеек расположены в центре вертикальных стоек. Стальные части главного картера обрабатываются совместно.

Передний корпус компрессора отлит из магниевого сплава и представляет собой сложную деталь, по окружности которой расположены патрубков для подвода воздуха к цилиндрам. Между патрубками имеются площадки для крепления двигателя к подмоторной раме. На этом же корпусе смонтированы сапуны для сообщения полости картера с атмосферой.

Задний корпус компрессора, отлитый из алюминиевого сплава, разделен на две полости: в передней расположены диффузор и крыльчатка, а в задней приводы агрегатов и крыльчатки. На фланцах корпуса снаружи крепятся сетчатый масляный фильтр, привод топливного насоса и счетчика оборотов. В нижней части к заднему корпусу присоединен маслоотстой-ник.

Задняя крышка картера закрывает заднюю полость компрессора и служит опорой для валиков приводов агрегатов. Разъемы картера уплотнены кольцами.

Цилиндр — стальной; на наружной поверхности его имеются цилиндрический пояс (вверху), специальная резьба для соединения с головкой и ребра охлаждения. Каждый цилиндр крепится к картеру болтами.

Головка цилиндра, отлитая из алюминиевого сплава, установлена на цилиндр с натягом по уплотнительному поясу и резьбе. В головке выполнены впускной и выпускной патрубки и клапанные коробки с отверстиями под направляющие клапанов и под оси рычагов. Кроме того, в головке цилиндра имеются три отверстия с резьбой: два для свечей зажигания и одно под форсунку. Направляющие впускных клапанов сделаны из бронзы, а выпускных — из чугуна.

Седло выпускного клапана — плавающего типа, свободно перемещается в полукольцах, запрессованных в головку цилиндра с натягом. При такой посадке седла обеспечивается самоустановка его относительно фаски клапана и исключается деформация седла вследствие неравномерного расширения головки. Седло впускного клапана жесткое и запрессовывается в головку с натягом.

Коленчатый вал двигателя — разъемный, состоит из трех основных частей.

Рис. 1. Авиационный двигатель с непосредственным впрыскиванием бензина ALU-82B: 1—вентилятор; 2 — передняя часть главного направляющая толкателя; 10, 13, 26 и 29 — стальные части картера; 11 — роликовый подшипник; 12 — прицепной шатун; 14 — средняя часть коленчатого вала; 15 —головка цилиндра; 16—цилиндр; 18 — передний корпус; 19 — задний корпус; 20 — рабочее колесо компрессора; 21 и 22 — бронзовые втулки; 23 — задняя крышка; 24 — пята; 25 — замок; 27 — палец; 28 — задняя часть коленчатого вала; 30 — болт; 31 — поршень; 32 — поршневой палец; 33 — главный шатун; 34 — заглушка; 35 — кулачковая шайба; 36 — подшипник шайбы; 37 — неподвижная опора; 38 — передняя часть коленчатого вала

Передняя и задняя части вала со своими шатунными шейками зажаты стяжными болтами в отверстиях средней части. Коленчатый вал опирается на три коренных роликовых подшипника, в осевом направлении он фиксируется шариковым подшипником 3 переходного вала муфты включения винта. Коленчатый вал имеет два противовеса с установленными на них гасителями крутильных колебаний маятникового типа.

Для уравновешивания сил инерции второго порядка и их моментов по длине коренных шеек монтируются балансиры.

Шатунный механизм каждого ряда состоит из главного шатуна и шести прицепных шатунов. Как главный, так и прицепные шатуны имеют стержни двутаврового сечения; однако полки главного шатуна расположены в плоскости вращения, а полки прицепных шатунов — перпендикулярно к ней. Шатуны, штампованные из высоколегированной стали, имеют полированную поверхность. В поршневые головки всех шатунов вставлены втулки из твердокатаной бронзовой ленты, края которой завальцованы в отверстиях. Кривошипная головка главного шатуна имеет стальную втулку, залитую свинцовистой бронзой. Внутренняя поверхность втулки для улучшения приработки покрыта тонким слоем свинца и тончайшим слоем индия для предохранения от коррозии. Пальцы прицепных шатунов стальные, азотированные. Выпадению пальцев из главного шатуна препятствует специальный замок, который удерживает также и втулку.

Поршни, штампованные из алюминиевого сплава, имеют плоское полированное днище с выемками для предотвращения удара о него клапана при зависании. Поршневые пальцы плавающего типа; их перемещению в осевом направлении препятствуют бронзовые заглушки.

На каждом поршне установлено по пять колец (три компрессионных и два мас-лосъемных). Верхнее компрессионное кольцо, изготовленное из хромомолибденового сплава, имеет закругленные кромки и наружную поверхность, покрытую пористым хромом. Второе и третье компрессионные кольца — чугунные, трапециевидного сечения. Такая форма улучшает прилегание колец и уменьшает возможность скопления кокса в канавках. Для улучшения приработки наружная поверхность этих колец имеет коническую форму с углом наклона образующей 1°. Одно из мас-лосъемных колец (двойное) расположено над пальцем, а другое на юбке. Масло, снимаемое верхним маслосъемным кольцом, отводится внутрь поршня по радиальным каналам. Замки у всех колец прямые.

Механизмов газораспределения два — для переднего и заднего рядов цилиндров. Тип механизмов — штанговый, с приводом от кулачковых шайб.

Кулачковые шайбы вращаются на неподвижных опорах в сторону, обратную вращению коленчатого вала, в 6 раз медленнее, чем коленчатый вал. Подшипниками шайб служат бронзовые ленты, завальцованные в них. Движение от шестерни, сидящей на коленчатом валу, передается через двойное упругое зубчатое колесо к зубчатому колесу внутреннего зацепления шайбы. Упругое зубчатое колесо поглощает колебания крутящего момента и различные удары.

От кулачковой шайбы движение передается через толкатель и штангу к клапану. Толкатель изготовлен из стали и покрыт снаружи свинцово-оловянистым сплавом. Пружина, расположенная внутри толкателя, обеспечивает постоянный контакт между деталями механизма; однако ее силы недостаточно, чтобы преодолеть действие основной клапанной пружины и открыть клапан.

Толкатель перемещается в стальной направляющей, прикрепленной шпильками к картеру. Ролик толкателя ходит в пазах направляющей и препятствует повороту толкателя вокруг оси. Штанга 8, выполненная из цельнотянутой стальной трубки, имеет стальные цементованные наконечники. Штампованное стальное коромысло клапана качается на подшипнике качения.

Впускной клапан — тюльпанного типа; выпускной имеет пустотелый стержень, внутри которого помещен металлический натрий для охлаждения клапана. Фаска головки клапана наплавлена твердым сплавом. Внутренняя и наружная клапанные пружины навиты в одну сторону.

Смазочная система — принудительная, с сухим картером. Масло подают два шестеренных насоса. Основной насос — задний; он расположен в задней части корпуса компрессора и состоит из двух основных и двух дополнительных откачивающих секций и одной нагнетающей. Откачивающие секции подают масло из мас-лоотстойника картера в бак, а от нагнетающей секции масло под высоким давлением поступает в фильтр и далее во внутренние полости коленчатого вала. К особенностям данной смазочной системы относится наличие передней вспомогательной секции, которая наряду со снабжением маслом муфты включения подает его и в коленчатый вал для компенсации потери давления. Другая особенность данной системы — очень большая производительность откачивающих секций, что обеспечивает быстрый отвод из картера сильно вспененного масла и предотвращает выброс масла через сапуны.

Система охлаждения — воздушная. Воздушный поток создается осевым вентилятором, ротор которого отштампован из магниевого сплава. Части картера двигателя для улучшения охлаждения сдвинуты так, что цилиндры заднего ряда находятся в промежутках между цилиндрами переднего ряда, если смотреть спереди. В систему охлаждения, помимо оребренной поверхности цилиндров и головок, входят капоты и дефлекторы, направляющие потоки воздуха, а также система окон и крышек, регулирующих количество подводимого воздуха.

Система зажигания от магнето состоит из двух магнето, свечей зажигания и экранированных проводов высокого напряжения. Установка на двигателе двух магнето и двух свечей в каждом цилиндре обеспечивает максимальную надежность двигателя. Две свечи в каждом цилиндре уменьшают также вероятность возникновения детонации.

Вал каждого магнето вращается в 1,75 раза быстрее коленчатого вала. При наличии четырех полюсов* в магнето такая частота вращения ротора приводит к возникновению семи импульсов ЭДС за каждый оборот коленчатого вала, т.е. 14 импульсов за цикл работы двигателя.

Пуск двигателя происходит с помощью электроинерционного стартера. Ток от бортовой аккумуляторной батареи подводится к электродвигателю, который приводит в движение маховик стартера. При достижении маховиком 10…20 тыс. об/мин его соединяют с коленчатым валом через специальную муфту и редуктор.

Наддув двигателя осуществляется от двухскоростного приводного центробежного компрессора. На первой передаче, которая включается на земле или на больших высотах, передаточное число составляет 7,14; на второй передаче, включаемой на высоте 3000…4000 м, оно равно 10. Наличие двух ступеней позволяет регулировать давление наддува в зависимости от плотности атмосферного воздуха. Более точная регулировка давления наддува осуществляется специальным автоматом, воздействующим на дроссельную заслонку, расположенную на входе в компрессор. Переключение передач в компрессоре осуществляется двумя фрикционными муфтами с гидравлическим управлением и планетарным редуктором.

Читать далее: Автомобильный двигатель Стирлинга

Категория: - Устройство и работа двигателя

Главная → Справочник → Статьи → Форум

stroy-technics.ru

устройство авиационного двигателя - патент РФ 2355902

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.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

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

АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ИМИ

АВИАЦИОННЫЕ ДВИГАТЕЛИ И ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ ИМИ

(базовые понятия)

Знания конструкции и основных принципов работы авиадвигателей помогает пилоту эффективно их использовать и избегать отказов силовых установок, а также бороться с неисправностями в полете. Двигатели самолетов можно отнести к четырем разным классам.

Поршневые Двигатели (Piston Engines) устанавливаются на большинстве маленьких самолетов частной авиации. Турбовинтовые Двигатели (Turboprop Engines) используют энергию турбины для вращения воздушного винта. Они малошумны и очень экономичны. Их недостаток - ограничение по максимальной скорости полета (до 640 км/ч). Поэтому ими оснащают транспортные самолеты ближне и среднемагистральной авиации. Турбореактивные Двигатели (Turbojet Engines) появились на заре реактивной авиации. Воздух попадает в воздухозаборник и сжимается несколькими последовательно установленными компрессорами (колеса с титановыми лопатками, насаженные на общий вал). После этого поток сжатого и ускоренного воздуха оказывается в камере сгорания, где смеживается с топливом и возгорается. Реактивная струя вращает турбину, которая приводит в действие всасывающие компрессоры и выбрасывается наружу через реактивное сопло. Эта струя и создает тягу двигателя. На выходе из сопла в струю может дополнительно впрыскиваться топливо, что вызывает еще одно возгорание с выделением энергии и называется “форсаж”. Эти двигатели очень мощны, но чудовищно неэкономичны и громогласны. (Самолет Ту-104 в свое время мог запросто звуком высадить окна в строениях по курсу взлета). Турбовентиляторные Двигатели (Turbofan Engines) это модификация турбореактивных (В России их принято обозначать ТРДД - турбореактивный двигатель двухконтурный). Компрессоры в них уже двух типов. Передние “колеса” на входе в двигатель имеют длинные лопатки (КНД - компрессор низкого давления). КНД отправляет воздух в обход камеры сгорания сразу на выход из двигателя - по внешнему контуру (отсюда и название), создавая тягу подобно турбовинтовому двигателю, просто ускоренным и сжатым воздухом. Но чтобы этот компрессор крутить, второй его собрат установлен чуть дальше и диаметр у него значительно меньше (КВД - компрессор высокого давления). Он отбирает у первого часть воздушного потока (меньшую) и действует подобно турбореактивному двигателю - отправляет ее в камеру сгорания со всеми вытекающими последствиями. На сегодняшний день это наиболее эффективный тип двигателей. Они более мощны, экономичны и меньше шумят, чем турбореактивные. Turbofan легко узнать по характерным очертаниям. Висит под крылом Боинга этакая здоровенная бочка, а сзади из нее торчит вторая - поменьше, но длиннее. Основные принципы работы поршневых двигателей напоминают автомобиль. Это двигатели одной природы и оба потребляют бензин. Отличают авиационный поршневой двигатель от автомобильного три основные вещи: Большинство авиационных двигателей имеют воздушное охлаждение (за исключением рядных двигателей времен Второй Мировой Войны). Это избавляет от веса радиатора и охлаждающей жидкости, к тому же более безопасно. Отказ или неисправность охлаждающей системы быстро приводит к полному отказу двигателя. Авиационные двигатели имеют двойную систему зажигания с энергией искры вырабатываемой двумя агрегатами под названием “магнето” (Magneto). Это совершенно независимые от аккумулятора устройства. Каждый цилиндр имеет две свечи. Отказ одного магнето или неисправность одной свечи оставляют двигатель работоспособным. Так как самолет во время полета находится на разных высотах, в условиях разного атмосферного давления, его двигатель имеет ручное управление составом горючей смеси (Mixture Control). Пилот использует специальный рычаг, чтобы устанавливать правильный состав смеси при наборе высоты и снижении. Большинство поршневых двигателей имеют карбюратор или систему впрыска топлива (fuel injection system) - “инжектор”, как современный автомобиль. Аналогично автомобильным, двигатель самолета четырехтактный. Карбюраторный двигатель имеет соотношение горючей смеси 15:1 (воздух к топливу) и на земле настроен на “богатую смесь” (красная ручка - Mixture Control на приборной доске перед запуском должна быть поставлена в крайнее верхнее положение). Управляется сочетанием клавиш “Ctrl+Shift+F3” (больше) и “Ctrl+Shift+F2” (меньше). С набором высоты атмосферное давление будет падать. Если не прибрать подачу топлива в карбюратор вы “зальете” двигатель. Это чревато падением оборотов, перерасходом топлива и переохлаждением двигателя. У вас есть прибор “Exhaust Gas Temperature (EGT) Gauge” - температура газа на выходе двигателя (проведите курсором по доске, пока не отыщите его - будут “всплывать” подсказки). Он и поможет правильно регулировать смесь (подробно рассмотрим это на летной подготовке в упражнении “запуск и опробование двигателя”). При снижении нужно также следить за смесью, иначе вы рискуете получить “бедную” смесь и перегреть двигатель. Что, свою очередь приведет к выходу из строя свечей и прочим неприятностям вплоть до отказа двигателя. Обледенение карбюратора может случиться при температуре окружающего воздуха от -7 до +21 C, наличии густой облачности и повышенной влажности. Это т.н. “условия обледенения”. При переводе режима двигателя или работе на малых оборотах, особенно при снижении горючая смесь может конденсироваться и замерзать прямо в полостях карбюратора. Это неприятная ситуация, которая может иметь грустные последствия. К тому же, необходим опыт полетов, чтобы ее обнаружить. Во-первых, сохраняйте повышенное внимание если видите “условия обледенения”. Термометр у вас в кабине есть (если кликнуть в него мышью он переключается между системой градусов Цельсия и градусов по Фаренгейту). Визуально оценивайте облачность. От пяти баллов, можно начинать беспокоиться. (Ноль баллов - ни одного облачка, 10 баллов - все небо затянуто тучами - Overcast). Просматривайте информацию ATIS о погоде, которая пробегает строкой по экрану, когда вы правильно настраиваете УКВ-частоту данного аэродрома. Во-вторых часто проверяйте группу ПКРД (приборы контроля работы двигателя), там могут появиться косвенные признаки надвигающейся беды. Первый признак - падение давления на входе в цилиндры или “Наддув” на русском самолете ЯК-18Т (Manifold Pressure на американской Цессне). Второй - изменение шума двигателя на более резкий с металлическим оттенком. Ваш двигатель оборудован обогревом воздуха на входе в двигатель. Найдите маленькую кнопку обогрева карбюратора (Carburetor Heat). Она серого цвета. Рядом сней зеленый индикатор-лампочка. Если индикатор горит, значит обогрев включен. Казалось бы, включить обогрев с самого начала, и не морочить голову. Нельзя. Обогрев отбирает мощность двигателя. На взлете вам важна каждая лошадиная сила, а в горизонтальном полете вы существенно повысите расход топлива с включенным обогревом. Топливо стоит денег, а на предельно больших расстояниях и жизни. Мы летать будем над Сибирью, так что будте внимательны. Если грохнетесь в тайгу или болота, спасатели с базы приедут не скоро. Включите обогрев сразу при появлении признаков обледения. Наблюдайте приборы. Сначала упадет давление по прибору “Manifold Pressure”. Если льда в карбюраторе нет, оно так и останется ниже нормального, пока включен обогрев. Ну что же, вы убедились что льда нет - очень хорошо. Будем считать это профилактической мерой, выключайте обогрев. Если лед есть, давление начнет расти после первого падения. Во время таяния льда звук двигателя будет меняться. Когда вы выключите обогрев, давление поднимется выше уровня, который был до его включения. Звук двигателя станет ровным, урчащим. Обогрев можно использовать как предупредительную меру, если вы наблюдаете условия обледения и собираетесь снижаться на малом газе. (Например, - летите выше слоя облаков в температурном диапазоне от -7 до +21 и готовитесь к посадке). Не забудте выключить обогрев, когда пробъете облака и подойдете к аэродрому. Вдруг заход будет неудачным, и придется уходить на второй круг, тогда вам потребуется полная мощность движка. Самолеты с мощностью двигателя больше 200 лс оборудованы инжектором (Fuel Injection System). В симуляторе Microsoft это Extra 300S - спортивный самолет-акробат. Состав смеси по-прежнему регулируется с помощью Mixture Control, но обледенение карбюратора уже не случится (его просто нет). Двигатели с инжектором мощнее, приемистее и лучше запускаются на морозе. Правда они дороже карбюраторных, хуже запускаются в горячем состоянии и труднее повторно запускаются в полете в случае отказа. Воздушный винт поршневого самолета может быть фиксированным и винтом изменяемого шага - ВИШ. Винт изменяемого шага еще называют винтом постоянной скорости (Constant speed propeller). Такой установлен на Цессне. Эта конструкция винта позволяет поддерживать постоянными выбранные обороты, благодаря тому, что специальное устройство регулирует угол установки лопастей. На Цессне (и на русском Яке) вы управляете оборотами двигателя с помощью перевода винта с малого шага на большой и обратно (рычаг с синей рукояткой - Propeller Advance). Эффект наблюдаете по указателю оборотов - RPM. Рычаг управления двигателем (черная рукоятка) контролирует наддув (Manifold Pressure). Оба органа управления вместе управляют Силой Тяги. Действует железное правило, как нужно управлять двигателем: Для того, чтобы увеличить тягу сначала увеличьте обороты шагом винта (переводом его на малый - синяя ручка вверх, или “Ctrl+F3”), затем увеличьте наддув рычагом управления двигателем - throttle (“F3” или F-16TQS-вперед). Для того, чтобы уменьшить тягу сначала уберите наддув (черная ручка вниз), затем затяжелите винт (перевести синюю ручку вниз). Для того, чтобы это раз и навсегда запомнить представьте себе следующую модель: Трамвайный путь-одноколейка. Впереди - тупик под названием “взлетный режим”. Позади - тупик с названием “малый газ”. Между ними расположено две станции по-порядку от малого газа - “крейсерский режим” и “номинальный режим”. По этому пути ходят два трамвая вперед-назад. Обогнать друг друга на одноколейке у них возможности нет. Тот трамвай, что впереди (ближе к взлетному режиму) - синего цвета (винт), а тот, что позади - черный (РУД). Теперь проанализируйте поведение трамваев, если им нужно на каждой станции быть вместе. В сторону большего режима сначала отправляется синий “винт”, а уж следом черный “наддув”. Назад, к уменьшению режима - обратный порядок.

Это все, что нужно знать о поршневых двигателях для самостоятельных полетов на Цессне в симуляторе. Если будете летать на настоящем самолете, придется еще заучить все рабочие температуры, значения давлений и режимов в конкретных цифрах. О турбовинтовых, турбореактивных и турбокомпрессорных двигателях узнаете из других файлов на нашем сервере.

 

Igor “Lancelot”

VFS Commander

 

 

 

 

 

 

 

 

Сайт создан в системе uCoz

aviadocs.narod.ru

Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя

Изобретение относится к выходным устройствам турбореактивных двигателей, конкретно - к соплам, обеспечивающим отклонение вектора тяги двигателя и улучшение характеристик самолетов при взлете и посадке, а также улучшение маневренности в полете. Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя включает сопло, мотогондолу, расположенную за соплом выходную часть и пилоны, жестко связанные с неподвижным корпусом сопла и двигателя. Выходная часть выполнена в виде подвижных створок, управляемых приводами, имеющих возможность изменять газодинамический профиль выходного устройства и устанавливаться под углом к оси сопла. Подвижные створки выходной части установлены на шарнирных звеньях, обеспечивающих перемещение подвижных створок для изменения профиля выходного устройства. Шарнирные звенья, установленные на подвижных створках выходной части и расположенные ближе к выходному сечению выходного устройства, имеют большую длину, чем шарнирные звенья, установленные на подвижных створках выходной части и расположенные дальше от выходного сечения выходного устройства. На наружном корпусе мотогондолы, перед выходной частью, установлены дополнительные подвижные створки, управляемые приводами и имеющие возможность вдвигаться и выдвигаться по наружной поверхности мотогондолы, например, на роликах с направляющими для формирования ее наружного контура. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности двигателей самолетов, за счет обеспечения эффективного отклонения вектора тяги двигателя, улучшения характеристики самолетов при взлете и посадке, а также их маневренности в полете. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиации, к выходным устройствам воздушно-реактивных двигателей, конкретно - к выходным устройствам, к соплам, обеспечивающим отклонение вектора тяги двигателя и улучшение характеристик самолетов при взлете и посадке, а также улучшение маневренности в полете.

В распространенных выходных устройствах, соплах воздушно-реактивных двигателей отклонение вектора тяги достигается механическими подвижными элементами - в качающихся, поворотных соплах, с подвижной, поворотной дозвуковой и сверхзвуковой или только сверхзвуковой частью сопла. Конструкции таких сопел сложны, должны иметь специальные узлы подвески, уплотнения. Эти сопла нуждаются в мощной системе приводов, так как отклонение выхлопной струи осуществляется за счет отклонения значительной части деталей и узлов сопла, создающих большие шарнирные и инерционные нагрузки. Кроме этого устройства с механическими подвижными элементами имеют недостаточно высокие динамические параметры.

Известно "Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя", патент РФ №2276740 от 13.12.2000 г., в котором содержится сопло, размещенный за соплом эжектор с камерой и кольцевым воздухозаборником с окнами и управляемыми заслонками, имеющими возможность перекрытия противоположно расположенных окон - эжекторных каналов.

Основным недостатком данного технического решения является ограниченная возможность управления газодинамическими процессами, и в целом - двигателем при переменных его режимах полета, при переменных высотно-скоростных характеристиках, так как профиль описанного в прототипе эжектора является неизменным на всех режимах полета.

Технической задачей заявляемого технического решения является расширение функциональных возможностей выходного устройства воздушно-реактивного двигателя за счет изменения его газодинамического профиля.

Технический результат достигается в заявляемом выходном устройстве воздушно-реактивного двигателя, содержащем сопло, мотогондолу, расположенную за соплом выходную часть и пилоны, жестко связанные с неподвижным корпусом сопла и двигателя, причем выходная часть выполнена в виде подвижных створок, управляемых приводами, имеющих возможность изменять газодинамический профиль выходного устройства и устанавливаться под углом к оси сопла.

Подвижные створки выходной части установлены на шарнирных звеньях, обеспечивающих перемещение подвижных створок для изменения профиля выходного устройства.

Шарнирные звенья, установленные на подвижных створках выходной части и расположенные ближе к выходному сечению выходного устройства воздушно-реактивного двигателя, имеют большую длину, чем шарнирные звенья установленные на подвижных створках выходной части и расположенные дальше от выходного сечения выходного устройства воздушно-реактивного двигателя.

На наружном корпусе мотогондолы, перед выходной частью установлены дополнительные подвижные створки, управляемые приводами и имеющие возможность вдвигаться и выдвигаться по наружной поверхности мотогондолы, например, на роликах с направляющими для формирования ее наружного контура.

При переменных режимах полета в предлагаемом техническом решении стенки корпуса выходного устройства воздушно-реактивного двигателя выполнены в виде подвижных створок, установленных на шарнирных звеньях, причем при отклонении вектора тяги двигателя один из эжекторных каналов перекрывается дополнительной подвижной створкой, являющейся на режиме прямой тяги элементом мотогондолы, образующим обтекаемый наружный профиль выходного устройства и двигателя.

На режиме сверхзвукового истечения дозвуковая и сверхзвуковая части выходного устройства воздушно-реактивного двигателя образуют конфузорно-диффузорный (сужающийся - расширяющийся) профиль сопла или профиль сопла Лаваля.

На эжекторном режиме подвижные створки выходной части сопла устанавливают таким образом, что образуется канал для втекания атмосферного воздуха, а дополнительные подвижные створки при этом убираются, т.е. вдвигаются на наружную поверхность - поверхность мотогондолы двигателя и создают эжекторные каналы для поступления атмосферного воздуха.

На режиме отклонения вектора тяги одна из дополнительных подвижных створок, например - верхняя на фиг.3, вдвигается, и открывается эжекторный канал для поступления атмосферного воздуха. Дополнительная подвижная створка с противоположной стороны, на фиг.3 - снизу, закрыта, что предотвращает приток атмосферного воздуха.

Таким образом, на границах выхлопной струи на выходе из сопла образуется перепад давлений, что и обеспечивает отклонение струи и вектора тяги.

Заявляемое выходное устройство воздушно-реактивного двигателя на режиме прямой тяги работает как обычное сверхзвуковое сопло, обеспечивая минимальные потери прямой тяги, а на режиме отклонения вектора тяги подвижные створки устанавливаются с помощью шарнирных звеньев, образуя эжекторное сопло, положение створок фиксируется, причем один из эжекторных каналов перекрывается дополнительной подвижной створкой, являющейся на режиме прямой тяги элементом мотогондолы, образуя обтекаемый наружный профиль сопла и замкнутую полость в эжекторном канале.

Таким образом, выходное устройство воздушно-реактивного двигателя на разных режимах полета трансформируется из сверхзвукового в сопло с эжектором и в сопло с отклонением вектора тяги.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где

на фиг.1 показано выходное устройство воздушно-реактивного двигателя на режиме сверхзвукового истечения выхлопной струи;

на фиг.2 показан вид А - вид слева выходного устройства на сверхзвуковом режиме истечения выхлопной струи;

на фиг.3 показано работающее выходное устройство на режиме отклонения вектора тяги;

на фиг.4 показано выходное устройство на эжекторном режиме работы.

Позиции на фиг.1, 2, 3, 4 обозначают:

1 - сопло;

2 - подвижные створки;

3 - верхняя дополнительная подвижная створка;

4 - нижняя дополнительная подвижная створка;

5 - шарнирные звенья меньшей длины;

6 - шарнирные звенья большей длины;

7 - пилоны неподвижного корпуса выходного устройства и двигателя;

8 - границы и направление струи из сопла при осевом истечении;

9 - границы и направление струи из сопла при отклонении струи.

Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя на фиг.1, 2, 3, 4 содержит сопло 1, подвижные створки 2, образующие контур выходной части сопла на разных режимах его работы. Дополнительные подвижные створки 3 и 4 внешнего контура сопла 1 формируют наружный контур сопла 1 и двигателя и совместно с подвижными створками 2 позволяют управлять работой выходного устройства воздушно-реактивного двигателя на разных режимах его работы.

Подвижные створки 2 установлены на шарнирных звеньях 5, 6 и перемещаются между пилонами 7. По боковым поверхностям створок устанавливаются уплотнения, предотвращающие утечки в местах контакта с пилонами. Шарниры большей длины 6, в сравнении с шарнирными звеньями меньшей длины 5, позволяют на эжекторном режиме установить подвижные створки 2 таким образом, что они образуют внутренний профиль сопла - поверхность Коанда с заданным углом выхода струи примерно - 5°…20° и фиксируются в этом положении с помощью фиксаторов, установленных на пилонах (не показаны).

При выдвинутых (закрытых) дополнительных подвижных створках 3 и 4, на фиг.1 профиль мотогондолы двигателя плавно переходит к внешней поверхности подвижных створок 2, а сопло трансформируется в сопло с непрерывным контуром (сопло Лаваля).

Подвижные створки 2 установлены на шарнирных звеньях 5 и 6 на пилонах 7 (фиг.2) неподвижного корпуса выходного устройства и двигателя. Шарнирные звенья 5, 6 могут быть выполнены в форме плоских дисков, установленных заподлицо с плоской поверхностью пилонов, что позволит обеспечить эффективное уплотнение между боковыми поверхностями створки и пилонов, предотвращающее утечки из тракта сопла.

Заявленное выходное устройство воздушно-реактивного двигателя работает следующим образом.

Шарниры звеньев 5 и 6 закреплены, с одной стороны на пилонах 7, фиг.2, неподвижного корпуса выходного устройства и двигателя, а с другой стороны - на подвижных створках 2, и шарнирные звенья 5 и 6 имеют возможность поворачиваться на своих шарнирах.

На режиме сверхзвукового истечения, режиме прямой тяги, (фиг.1), выходное устройство воздушно-реактивного двигателя работает как обычное сопло со сверхзвуковым контуром. Регулирование выходного сечения сопла осуществляется поворотом шарнирных звеньев 6, длина которых может быть переменной, например, если выполнить звено в виде цилиндра и поршня со штоком.

Переход к режиму отклонения вектора тяги, (фиг.3), осуществляется следующим образом. Шарнирные звенья 5 поворачиваются с помощью приводов (на чертежах не показаны) и выводят из зацепления створки 2 с корпусом дозвукового участка выходного устройства 1, именуемого в тексте «сопло» (фиг.1, 3, 4). Подвижные створки 2 переводятся в положение «эжекторное сопло» и фиксируются на нем. Одновременно дополнительная подвижная створка 3 смещается, вдвигаясь, например, на роликах с направляющими (на чертежах не показаны), в полость мотогондолы, открывая вход для атмосферного воздуха в эжекторные каналы выходного устройства воздушно-реактивного двигателя. При этом нижний эжекторный канал перекрывается нижней дополнительной подвижной створкой 4 (фиг.3), и в полости этого эжекторного канала создается разряжение. За счет разности давлений в верхнем и нижнем эжекторных каналах выхлопная струя примыкает к створке 2 со стороны перекрытого канала, отклоняется и появляется вертикальная составляющая тяги, усилие от которой через фиксаторы передается на пилоны, оставляя ненагруженными приводы, что позволяет систему приводов выполнить облегченной по сравнению с приводами традиционных сопел с отклонением вектора тяги. При этом приводы дополнительных подвижных створок 3 и 4 также не требуют преодоления больших усилий для их перемещения, так как усилие, действующее на створки 3, 4, перпендикулярно направлению их перемещения.

Преобразование выходного устройства для режима отклонения вектора тяги может проводиться на старте или в полете.

При всех открытых эжекторных каналах, (фиг.4), когда дополнительные подвижные створки 3 и 4 вдвинуты в корпус мотогондолы, выходное устройство воздушно-реактивного двигателя работает на эжекторном режиме. Этот режим применяется при рулении на земле, при старте летательного аппарата и при дозвуковом полете с относительно низкими скоростями.

Переход к режиму сверхзвукового истечения, режиму прямой тяги осуществляется в обратном порядке.

Таким образом, заявляемое техническое решение обеспечивает эффективное отклонение вектора тяги двигателя, улучшает характеристики самолетов при взлете и посадке и их маневренности в полете, что расширяет функциональные возможности двигателей самолетов.

Выходное устройство воздушно-реактивного двигателя, содержащее сопло, мотогондолу, расположенную за соплом выходную часть и пилоны, жестко связанные с неподвижным корпусом сопла и двигателя, отличающееся тем, что выходная часть выполнена в виде подвижных створок, управляемых приводами, имеющих возможность изменять газодинамический профиль выходного устройства и устанавливаться под углом к оси сопла, при этом подвижные створки выходной части установлены на шарнирных звеньях, обеспечивающих перемещение подвижных створок для изменения профиля выходного устройства, причем шарнирные звенья, установленные на подвижных створках выходной части и расположенные ближе к выходному сечению выходного устройства воздушно-реактивного двигателя имеют большую длину, чем шарнирные звенья, установленные на подвижных створках выходной части и расположенные дальше от выходного сечения выходного устройства воздушно-реактивного двигателя, а на наружном корпусе мотогондолы, перед выходной частью, установлены дополнительные подвижные створки, управляемые приводами и имеющие возможность вдвигаться и выдвигаться по наружной поверхности мотогондолы, например, на роликах с направляющими для формирования ее наружного контура.

www.findpatent.ru

Авиационный поршневой двигатель: обзор, устройство и характеристики

Бизнес 30 сентября 2018

Долгое время, с конца XIX века и до середины XX, поршневой авиационный двигатель оставался единственным мотором, который обеспечивал полеты самолетов. И только в сороковых годах прошлого века он уступил свое место двигателям с иными принципами работы - турбореактивным. Но, несмотря на то, что поршневые моторы и утратили свои позиции, они не исчезли со сцены.

Современные области применения поршневых моторов

В настоящее время авиационные поршневые двигатели применяют в основном на спортивных самолетах, а также на малых летательных аппаратах, изготовленных по персональным заказам. Одной из главных причин того, что моторы этого типа используются крайне мало, является то, что соотношение единицы мощности к единице массы поршневого двигателя существенно меньше по сравнению с газотурбинными. Поршневые по скоростным показателям не выдерживают никакой конкуренции с иными моторами, применяемыми в авиастроении. Более того, КПД их не превышает 30 %.

Виды поршневых авиамоторов

Поршневые авиационные двигатели имеют различия в основном по порядку расположения цилиндров по отношению к коленвалу. Вследствие этого имеется достаточно большое количество разнообразных видов поршневых моторов. Наиболее широкое применение получили следующие:

  • двигатели, у которых V-образное расположение цилиндров;
  • поршневой радиальный двигатель, где цилиндры расположены звездообразно;
  • оппозитный двигатель, у него цилиндры располагаются рядно.

Видео по теме

Двигатели с V-образным расположением цилиндров

Они являются самыми известными и применяемыми типами двигателей внутреннего сгорания в авиастроении и не только. Их название связано с характерным расположением цилиндров по отношению к коленвалу. При этом они имеют различный уровень наклона по отношению друг другу. Он может составлять от 10 до 120 градусов. Такие моторы работают по тем же принципам, как и иные двигатели внутреннего сгорания.

К достоинствам двигателей с V-образным расположением цилиндров относится относительная их компактность при сохранении мощностных показателей, а также возможность получать приличный крутящий момент. Конструкция позволяет достигать значительных ускорений вала вследствие того, что инерция, создаваемая при работе, значительно выше, чем у иных типов двигателей внутреннего сгорания. По сравнению с другими типами, эти отличаются наименьшей высотой и длиной.

Моторы этого вида имеют высокую жесткость коленвала. Это обеспечивает большую конструктивную прочность, что увеличивает сроки службы всего двигателя. Рабочие частоты таких моторов отличаются большими диапазонами. Это позволяет быстро набирать обороты, а также устойчиво работать на предельных режимах.

К недостаткам поршневых авиационных двигателей с V-образным мотором относят сложность их конструкции. Вследствие этого они стоят значительно дороже других типов. Более того, они отличаются достаточно большой шириной двигателя. Также V-образные моторы характеризуются высоким уровнем вибрации, сложностями при балансировке. Это приводит к тому, что приходится специально утяжелять различные их части.

Радиальный авиационный поршневой двигатель

В настоящее время радиальные поршневые моторы опять стали востребованы в авиации. Они активно применяются в спортивных моделях самолетов, либо в изготовленных по персональным заказам. Все они малых размеров. Устройство авиационного поршневого двигателя радиального вида, в отличие от иных моторов, заключается в том, что его цилиндры расположены вокруг коленвала через равные углы, как радиальные лучи (звездочки). Это и дало ему название - звездообразный. Такие моторы оборудуются выхлопной системой, которая расходится радиальными лучами. Более того, двигатель этого типа может иметь несколько звезд - отсеков. Это возможно вследствие того, что коленвал увеличивают в длину. Как правило, радиальные двигатели изготавливают с нечетным количеством цилиндров. Это позволяет подавать искру в цилиндр через один. Но делают и радиальные моторы с четным числом цилиндров, однако их количество должно быть больше двух.

Самым большим недостатком двигателей радиального типа является возможность проникновения масла к нижним цилиндрам мотора, когда самолет находится на стоянке. Эта проблема достаточно часто приводит к возникновению мгновенного гидроудара, что влечет поломку всего кривошипно-шатунного механизма. Для недопущения таких проблем перед пуском мотора требуется постоянная проверка состояния нижних цилиндров на предмет отсутствия проникновения к ним масла.

К достоинствам двигателей радиального типа относят их малые габариты, простоту эксплуатации и приличную мощность. Обычно их устанавливают на самолеты спортивных моделей.

Оппозитный авиационный поршневой двигатель

В настоящее время оппозитные авиационные моторы начинают переживать свое второе рождение. Вследствие того, что они обладают небольшими размерами и сравнительно малым весом, их ставят на легкие спортивные самолеты. Они способны развивать достаточную мощность и обеспечивают очень высокие скорости.

Оппозитные двигатели имеют несколько типов конструкций:

1. Мотор, изготовленный по методу «боксер» (Subaru). В таких двигателях поршни цилиндров, расположенных против друг друга, двигаются равноудалено. Это приводит к тому, что в каждом цикле один находится в верхней мертвой точке, а противоположный - в нижней.

2. Двигатели, снабженные устройством ОРОС (Opposed Piston Opposed Cylinder). В таких моторах цилиндры по отношению к коленвалу, расположены горизонтально. В каждом из них находится по два поршня, которые при работе двигаются навстречу. Дальний поршень связан с коленвалом специальным шатуном.

3. Двигатель, сделанный на основании принципа, примененного в советском моторе 5ТДФ. В таком изделии поршни передвигаются навстречу друг другу, работая попарно в каждом отдельном цилиндре. При достижении обоих поршней верхней мертвой точки между ними впрыскивается топливо. Двигатели такой разновидности могут функционировать на горючем различных видов, от керосина до бензина. Для увеличения мощности оппозитных моторов их снабжают турбонаддувом.

Главное достоинство в двигателях оппозитного типа - это компактность, малые габариты. Их можно применять на самолетах очень маленьких размеров. Мощность их достаточно высока. В настоящее время они находят все большее распространение в спортивных летательных аппаратах.

В качестве основного недостатка отмечается высокий расход топлива и особенно моторного масла. По отношению к двигателям других типов оппозитные моторы расходуют горюче-смазочные материалы в два раза больше. Они требуют постоянной замены масла.

Современные авиадвигатели

Современные поршневые авиационные двигатели – это очень сложные системы. Они оснащены современными узлами и агрегатами. Их работу обеспечивают и контролируют современные системы и приборы. Вследствие применения передовых технологий весовая характеристика двигателя существенно снижена. Мощности их возросли, что способствует широкому применению в легкомоторной - спортивный авиации.

Авиационные масла

Масло в поршневых авиационных двигателях работает в достаточно сложных условиях. Это высокие температуры в зонах поршневых колец, на внутренних частях поршней, на клапанах и иных узлах. Поэтому для качественного обеспечения работы мотора в условиях значительных температур, давления, нагрузок, в них используют высоковязкие масла, которые подвергают специальной очистке. Они должны обладать высокой смазочной способностью, оставаться нейтральными к металлам и иным конструктивным материалам двигателя. Авиационные масла для поршневых моторов должны быть стойкими к окислению при воздействии высоких температур, не терять своих свойств при хранении.

Отечественные поршневые авиационные моторы

История производства поршневых моторов в России начинается с 1910 года. Массовый выпуск начался в годы Первой мировой войны. В Советском Союзе советские поршневые авиационные двигатели собственной конструкции стали создавать с 1922 года. С ростом промышленного производства, в том числе авиационного, страна стала массово выпускать поршневые моторы 4-х производителей. Это были двигатели В. Климова, А. Швецова, завода № 29, А. Микулина.

После войны начинается процесс модернизации авиации СССР. Проектируются и создаются авиадвигатели для новых самолетов. Активно развивается реактивное самолетостроение. В 1947 году вся военная авиация, работающая на высоких скоростях, переходит на реактивную тягу. Поршневые авиадвигатели применяются только на учебных, спортивных, пассажирских и военно-транспортных самолетах.

Самый большой поршневой авиадвигатель

Самый мощный поршневой авиационный двигатель был создан в США В 1943 году. Он назывался Lycoming XR-7755. Это был мотор с тридцатью шестью цилиндрами. Его рабочий объем составляла 127 литров. Он был способен развить мощность в 5000 лошадиных сил. Предназначался для самолета Convair B-36. Однако в серию не пошел. Был создан в двух экземплярах, в качестве прототипов.

Источник: fb.ru Автомобили Двигатель 21127: устройство и технические характеристики

«АвтоВАЗ» время от времени радует своими новшествами. Долгое время большой популярностью пользовалась серия ВАЗ от копеечных «Лад» до стильной «семерки». Позднее появилась линейка L...

Автомобили Безвтыковые поршни на "Приору": устройство и характеристики

Владельцы автомобилей «Лада Приора» часто попадают в неприятные ситуации. Обрыв ремня газораспределительного механизма приводит к печальным последствиям. Все дело в том, что поршни, которые производитель у...

Автомобили Лучшие гибридные дворники: обзор, устройство и отзывы

Что может быть проще, чем приобрети дворники на свое авто? Достаточно зайти в ближайший автомобильный магазин, выбрать что-нибудь посимпатичнее и оплатить. Но в большинстве случаев все не так просто, как кажется. Сего...

Автомобили Башмак тормозной: устройство и характеристика

Часто на станциях и узлах железных дорог необходимо проводить сортировку вагонов. Вагоны двигаются при помощи тепловоза или электровоза. Иногда для ускорения вагон не доводится до своего места, а толкается после отцеп...

Автомобили Гелевый аккумулятор: отзывы. Гелевый аккумулятор: устройство и характеристики

Почти каждый из нас слышал о том, что существуют гелевые аккумуляторы. Все говорят о том, что они очень эффективны и имеют целый ряд преимуществ. Несмотря на то, что таким АКБ уже более 30 лет, наибольшую популярность...

Автомобили Аккумулятор автомобильный гелевый: устройство и характеристика

Все мы знаем, что автомобильные аккумуляторы делятся на 2 категории – обслуживаемые и необслуживаемые. Последние появились намного раньше, и по свои свойствам являются менее надежными и производительными. В проц...

Бизнес Асинхронный однофазный двигатель его устройство и подключение

Асинхронный однофазный двигатель представляет собой машину, преобразующую электрическую энергию в механическую, снимаемую в виде вращательного момента на ее валу. Свое название она получила потому, что при увеличении ...

Домашний уют Защитный тепловой экран: устройство и характеристики

Температурное воздействие даже при небольших отклонениях от естественного для конкретной среды режима способно причинить вред некоторым материалам. Это не значит, что сплошь все объекты должны иметь соответствующую за...

Домашний уют Компактный унитаз: обзор моделей и характеристики

Ремонт, как известно, дело хлопотное и довольно затратное. Но выбор кафеля для ванной и поиск мастера не отнимают столько времени и нервов, как выбор качественной сантехники. Приходя в магазин, кажется, что стоящие в ...

Домашний уют Подогрев воды в бассейне: нагревательные устройства и характеристики

Утреннее купание в бассейне – это не самая приятная процедура, хотя соблазн и велик. Чтобы оно принесло только бодрость и энергию, было не только полезным, но и приятным, нужно обеспечить подогрев воды в бассейн...

monateka.com