Вузы России со специальностью двигатели летательных аппаратов – 24.03.05. Двигатель летательных аппаратов


Вузы России со специальностью двигатели летательных аппаратов – 24.03.05 на 2018 год

Наилучший результат у МАИ – 16-ое место в рейтинге вузов Москвы. Всего в России 9 вузов со специальностью 24.03.05. «Двигатели летательных аппаратов» занимает 196-ое место в рейтинге специальностей.

бакалавриат и специалитет

место в РФ | очки

34-ое 515.0

место в РФ | очки

47-ое 498.4

место в РФ | очки

48-ое 497.4

  • подразделение:институт авиации, наземного транспорта и энергетики

  • предметы:математика, русский язык, физика

    • форма

      очная

    • места

      15

    • стоимость

      161 570

    • баллы егэ

      212

место в РФ | очки

87-ое 471.3

место в РФ | очки

111-ое 455.3

  • подразделение:институт космической техники

  • предметы:математика, русский язык, физика

    • форма

      очная

    • места

      16

    • стоимость

      199 620

    • баллы егэ

      141

В 2016 году СамГУ вошёл в состав СГАУ - всю актуальную информацию о направлениях подготовки смотрите в профиле СГАУ.

место в РФ | очки

118-ое 453.6

  • подразделение:институт двигателей и энергетических установок

  • предметы:математика, русский язык, физика

    • форма

      очная

    • места

      50

    • стоимость

      181 000

    • баллы егэ

      203

место в РФ | очки

164-ое 437.9

возраст

63 года

место в РФ | очки

175-ое 434.4

место в РФ | очки

221-ое 418.7

место в РФ | очки

1004-ое 242.4

место в РФ | очки

1084-ое 221.3

возраст

52 года

место в РФ | очки

1275-ое 137.6

vuzoteka.ru

Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, а также двигатель летательного аппарата

 

Изобретение предназначено для использования в ракетной технике. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, включает операции принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом и/или азотными соединениями при повышенных температурах и при наличии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания. Двигатель для осуществления способа выполнен как ракетная силовая установка. Азот и окислитель можно забирать из земной атмосферы, так что не нужно иметь с собой в летательном аппарате (ракете) соответствующий окислитель для кремневодородных соединений. В качестве кремневодородных соединений применяют преимущественно силановые масла. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия. 2 с. и 12 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения. Далее изобретение касается исполнения двигателя летательного аппарата.

Для таких случаев, которые требуют высоких удельных импульсов, в ракетной технике используют в качестве топлива, как правило, жидкий водород, который с окислителями, такими как жидкий кислород и жидкий фтор, вводят в реакцию (за пределами атмосферы). Однако при этих комбинациях горючего высокому удельному импульсу противостоит потребность в больших объемах емкостей для топливных компонентов и особые издержки для их хранения. Большие объемы емкостей - это следствие низкой удельной плотности названных комбинаций топлива, за что в первую очередь ответственен водород. Особые издержки хранения складываются из крайне низких точек кипения топливных компонентов. Для устранения вышеуказанных недостатков уже было предложено в качестве ракетного топлива использовать кремневодород и силиламин (см. DE 2231008). Для этой цели был указан тетрасилан (Si4h20). Но тетрасилан крайне подвержен самовоспламенению и не может быть представлен простым способом. Кремневодороды, преимущественно силановые масла, уже были предложены как ракетное топливо и в публикации DE 4215835 C2. Получение силановых масел такого типа описано в немецком патенте DE 2139155, причем, в частности, описывают производство масляной смеси от Si5h22 до Si10h32. Удивительным образом силановые масла такого типа являются надежными в обращении и очень хорошо годятся в качестве ракетного топлива из-за своей высокой удельной плотности и высокой энергии. Эта надежность в обращении является неожиданной, так как низкие силаны исключаются в качестве топлива вследствие своей необычайной опасности. Однако и при этих предложениях всегда исходили из того, что силановые масла сжигаются вместе с жидким кислородом, жидким хлором или фтором, так что и здесь принципиально всегда должен вместе подаваться окислитель. Что касается приведения в действие летательного аппарата (ракеты) в пределах земной атмосферы, то далее известны турбореактивные двигатели. Они обладают тем преимуществом, что используют в качестве окислителя кислород атмосферы, так что не нужно брать с собой специальный окислитель. Для этого нужно, конечно, азот, содержащийся в воздухе (примерно 80%), как инертный газ вместе ускорить и нагреть. Так как согласно импульсному уравнению P=mv скорость газообразных продуктов сгорания зависит от температуры, то предел мощности этого способа ограничен и технически более неперспективен. В основе изобретения лежит задача создать способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся особо высоким коэффициентом полезного действия (КПД). Задача решается путем принудительной реакции кремневодородных соединений с азотом или азотными соединениями при высоких температурах в присутствии окислителя для водорода кремневодородных соединений в камере сгорания. Молекула N2 как таковая, несмотря на свою тройную связь, крайне инертна и только при бомбардировке электронами, например, в непогоду имеет склонность раскрывать свое соединение, вступать в реакцию с кислородом, превращаясь в окись азота. Однако горячий азот при температуре свыше 1400oC вступает в реакцию с мелко распыленным кремнием с образованием нитрида кремния Si3N4. Основания для сжигания азота содержатся в том факте, что кремний в отличие от углерода не может иметь двойную и тройную связь. Особенно хорошее протекание реакций показывает азот с кремневодородными соединениями. Изобретение использует это познание и целенаправленно применяет азот или азотные соединения в реакции с кремневодородными соединениями, благодаря чему получают особенно эффективный двигатель. В частности, в атмосфере азот присутствует в большом количестве, так что образуется высокий КПД при незначительных расходах. Особых преимуществ достигают тогда, когда для реакции используют азот земной атмосферы. В этом случае летательному аппарату не нужно носить с собой окислитель для кремневодородных соединений, так как земная атмосфера примерно на 80% состоит из азота (N2). Поэтому при таком варианте способа воздух, в частности сжатый, подается в камеру сгорания летательного аппарата и вводится в реакцию с кремневодородными соединениями. При сгорании кремневодородных соединений, в частности силановых масел со сжатым воздухом, часть кислорода реагирует с водородом силановой цепи согласно уравнению 4H + O2 = 2h3O. При этом водородно-кислородном горении температуры достигают порядка 3000oC. Такой температуры достаточно, чтобы расщепить молекулу N2, которую берут путем подачи сжатого воздуха. Согласно уравнению 4N + 3Si = Si3N4 радикалы азота крайне стремительно захватывают свободные атомы кремния, образуется нитрид кремния с молекулярным весом 117 и, таким образом, почти в три раза тяжелее двуокиси углерода. Поэтому соответствующее реактивное движение значительно улучшено по сравнению с уровнем техники. Разумеется, описанная реакция протекает только при соответственно высоких температурах. После зажигания силановые масла сгорают лишь до красно-коричневой аморфной моноокиси кремния, так как для горючей субстанции при мгновенности сгорания дается слишком мало кислорода. Реакции с азотом не происходит, так как азот в таких условиях не образует свободных радикалов. Способ согласно изобретению может быть использован как для запуска космических кораблей, так и летательных аппаратов в пределах земной атмосферы. Для первого случая азот и окислитель, отсутствующие в космосе, нужно транспортировать с собой в качестве "окислителя". Однако во втором случае, как указано выше, можно вернуться к азоту, имеющемуся в земной атмосфере, так что по поводу относительно обычных турбореактивных двигателей, которые для сжигания могут использовать примерно лишь 20% (из) атмосферы Земли, появляются значительные преимущества, так как для горения можно обратиться не только к 20% атмосферы (содержание O2), но и к другим, примерно 80% (содержание N2). Нитрид кремния Si3N4, образуемый преимущественно путем сгорания азота, обладает значительно большим молекулярным весом, чем двуокись углерода, образующаяся у турбореактивных двигателей согласно уровню техники, благодаря чему получают особенно удачный КПД двигателя, так как согласно импульсному уравнению играют роль не только скорость, но также и масса газов. В дальнейшей разработке способа согласно изобретению в камеру сгорания подают дополнительно к воздушной массе азотные соединения. Этот вариант способа имеет преимущество, в частности, тогда, когда на больших высотах (с убывающей плотностью атмосферы) нужно поддерживать эффективное горение азота. Тогда в камеру сгорания подают, например, жидкий N2O4 или азотную кислоту HNO3. В зависимости от области применения изобретение предусматривает, чтобы для сжигания обращаться преимущественно к азоту, содержащемуся в земной атмосфере. Но если его нет или он есть ограничено, то азот или азотные соединения берут с собой в летательный аппарат и используют для горения. Реакцию можно проводить преимущественно при температуре свыше 1400oC, так как ниже этого значения горение кремневодородных соединений, в частности силановых масел, с азотом можно осуществить с трудом или не добиться вообще. Работают преимущественно с повышенными температурами в пределах 2500-3000oC, образующимися при горении водорода и кислорода в результате реакции части кислорода земной атмосферы с частью водорода силановой цепи кремневодородных соединений. В качестве кремневодородных соединений используют преимущественно силановые масла, в частности именно такие с длиной цепи от Si5h22 до Si9h30. Силановые масла подобного рода уже описаны в названном патенте DE 2139155. К удивлению, такие длинноцепные силаны на воздухе больше не самовоспламеняются. Они обладают консистенцией парафиновых масел, и их можно производить серийно простым способом. Их можно перекачивать, так как без проблем их можно подавать в соответствующую камеру сгорания. Далее для реализации вышеуказанного способа изобретение касается двигателя летательного аппарата. Этот двигатель отличается тем, что он выполнен как ракетная силовая установка и содержит камеру сгорания, ведущий в нее питающий трубопровод для кремневодородных соединений, ведущий в нее трубопровод подачи азота и/или азотных соединений и ведущий в камеру сгорания трубопровод подачи окислителя. Подающий азот и/или азотные соединения, и/или окислитель трубопровод подсоединен преимущественно к источнику сжатого воздуха. При этом воздух целесообразно брать из окружающей летательный аппарат атмосферы; его сжимают с помощью компрессоров и запитывают в камеру сгорания. Запитка камеры сгорания происходит преимущественно кольцеобразно, в то время как кремневодородные соединения подают преимущественно в середину кольца. В остальном двигатель выполнен как известная ракетная силовая установка и содержит выходное отверстие для газообразных продуктов сгорания, которое снабжено суженным участком для повышения скорости прохождения газа. Таким образом, согласно изобретению создан реактивный двигатель нового типа, представляющий собой синтез турбореактивного двигателя и известного ЖРД. В соответствии с изобретением скомбинированы преимущества обеих известных систем. Согласно изобретению двигатель работает по принципу реактивного движения, т.е. сравним с ракетной силовой установкой и использует ее высокий КПД, однако для горения кремневодородных соединений он обращается преимущественно к имеющемуся в атмосфере азоту, так что в летательный аппарат не нужно брать с собой никакого специального окислителя. Преимущество относительно традиционного турбореактивного двигателя заключается далее в том, что в камере сгорания можно отказаться от механических элементов. Корпус камеры сгорания рассчитан на соответственно высокие давления и температуры. Он имеет охлаждающую рубашку. Внутренняя поверхность камеры может быть защищена облицовкой из керамического материала или благородного металла. Более того, корпус камеры сгорания может, по меньшей мере частично, состоять из титана. На случай, если для горения не будет хватать O2, чтобы сжечь все H-атомы кремневодородных соединений (силановых цепей) и получить достаточно высокую температуру для деления молекулы N2, то в данном случае в камеру сгорания нужно подать O2 преимущественно в виде окиси азота. O2 срабатывает при этом как "среда зажигания" для последующей реакции азота (N). Иначе подача топлива в камеру сгорания происходит преимущественно автоматически в зависимости от давления и температуры камеры. Кремневодородные соединения подают в камеру сгорания преимущественно в виде силановых масел и именно с помощью соответствующего насоса. Как уже сказано, силановые масла подобного типа поддаются перекачке насосом. В дальнейшем изобретение подробно поясняется на примере исполнения и чертежей. Фиг. 1, 2 схематично показывают конструкцию приводного механизма летательного аппарата (вид сбоку, прерывистая линия) и в горизонтальном сечении. Как следует из фиг. 1, 2, двигатель 1 имеет камеру сгорания 2, корпус 11 которой состоит из температуропрочного материала, например металла или керамики. Корпус, по меньшей мере частично, выполнен преимущественно из титана. Он (корпус) окружен соответствующей охлаждающей рубашкой 10. В остальном камера сгорания выполнена, как и камера известного ракетного двигателя, и на своем нижнем (на фиг. 1, 2) конце имеет выходное отверстие с соответствующим сужением для повышения скорости истечения газообразных продуктов сгорания. С одной стороны в камеру входит трубопровод 4 подачи сжатого воздуха, нагнетаемого схематично обозначенным цифрой 6 компрессором. Подающий трубопровод 4 дает сжатый воздух в камеру сгорания на кольцо 8, снабженное множеством направленных внутрь выходных сопловых отверстий 9, по которым сжатый воздух подают внутрь камеры сгорания. Далее в камеру сгорания входит трубопровод 3, подающий силановые масла, которые насосом 7 заправляются в камеру, а именно внутрь кольца 8. Заправка при этом может происходить посредством соответствующего (не показанного здесь) инжекторного устройства. Часть кислорода сжатого воздуха реагирует с водородом силановой цепи для образования h3O. При соответствующем горении водорода + кислорода достигают довольно высоких температур, способных расщепить молекулу N2. Свободные радикалы азота соединяются теперь со свободными атомами кремния, в результате чего происходит желаемое горение азота. Образуется Si3N4. Если недостаточно воздуха, то в камеру сгорания можно подать дополнительные азотные соединения, например NO2 или HNO3, как схематично показано на трубопроводе 5. Согласно вышеизложенному для способа в соответствии с изобретением необходимы азот для реакции с атомами кремния и окислитель для реакции с атомами водорода кремневодородных соединений. Эти компоненты могут быть внесены в кремневодородные соединения раздельно, как смесь или как соединение. Особенно пригодна подача в виде смеси, т. е. воздуха, так как он есть в атмосфере. В качестве окислителя здесь используют кислород воздуха, как сообщалось ранее. Однако могут быть добавлены и соединения, чтобы получить окислитель и азот. Для этого, например, можно использовать уже упомянутые окиси азота (Nох), которые в качестве окислителя дают соответственно кислород, а также азот. Другое преимущественное соединение - это тeтрафторгидразин, дающий и нужный азот, и нужный окислитель, а именно фтор.

Формула изобретения

1. Способ работы двигателя летательного аппарата, действующего по принципу реактивного движения, отличающийся тем, что а) водород кремневодородного соединения сжигается для получения высоких температур в присутствии кислородообразующего окислителя с получением воды, после чего б) при высоких температурах, устанавливаемых при образовании воды, азот воздуха и/или приносимое с ним соединение азота подвергается реакции с кремнием кремневодородного соединения с образованием нитрида кремния. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что для реакции используют азот земной атмосферы. 3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что азот подают в камеру сгорания в виде сжатого воздуха. 4. Способ по п.2 или 3, отличающийся тем, что дополнительно к воздуху в камеру сгорания подают азотные соединения. 5. Способ по одному из пп.1 - 4, отличающийся тем, что в качестве кремневодородных соединений применяют силановые масла. 6. Способ по п.5, отличающийся тем, что в виде силановых масел используют масла с длиной цепи Si5h22 (пентасилан) до Si9h30 (нонасилан). 7. Способ по одному из пп.1 - 6, отличающийся тем, что для начала и/или поддержания реакции между азотом и/или азотными соединениями и кремневодородными соединениями в камеру сгорания подают окислитель. 8. Способ по одному из пп.1 - 7, отличающийся тем, что подачу кремневодородных соединений, азота, и/или азотных соединений, и/или окислителя в камеру сгорания производят автоматически в зависимости от давления и температуры в камере сгорания. 9. Двигатель для осуществления способа по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что он выполнен как ракетная силовая установка (1) и содержит камеру сгорания (2), соединенный с ней подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений, подающий трубопровод (4) для азота и/или азотных соединений, соединенный с камерой сгорания (2), трубопровод для окислителя, соединенный с камерой сгорания (2). 10. Двигатель по п.9, отличающийся тем, что подающий трубопровод (4) для азота, и/или азотных соединений, и/или для окислителя присоединен к источнику сжатого воздуха. 11. Двигатель по п.9 или 10, отличающийся тем, что подающий трубопровод (3) для кремневодородных соединений присоединен к источнику силановых масел. 12. Двигатель по одному из пп.9 - 11, отличающийся тем, что азот, и/или азотные соединения, и/или окислитель поступает в камеру сгорания (2) кольцеобразно. 13. Двигатель по одному из пп.9 - 12, отличающийся тем, что камера сгорания (2) имеет охладительную рубашку (10). 14. Двигатель по одному из пп.9 - 13, отличающийся тем, что корпус камеры сгорания, по меньшей мере частично, выполнен из титана.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2

www.findpatent.ru

Двигатели установки летательных аппаратов - коллекция курсовых, шпаргалок, лекций, дипломов

Лекция 51. Классификация ДУ.2. Основные характеристики ДУ.3. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ).3.1. Основные элементы РДТТ, их назначение.3.2. Компоновочные схемы РДТТ.3.3. Топливо и топливные заряды РДТТ.3.4. Корпус двигателя и его элементы.3.5. Система воспламенения РДТТ.3.6. Сопловые блоки РДТТ.

Лекция 5

ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ.

1. Классификация ДУ.

2. Основные характеристики ДУ.

3. Ракетные двигатели на твердом топливе (РДТТ).3.1. Основные элементы РДТТ, их назначение.3.2. Компоновочные схемы РДТТ.3.3. Топливо и топливные заряды РДТТ.3.4. Корпус двигателя и его элементы.3.5. Система воспламенения РДТТ.3.6. Сопловые блоки РДТТ.

1. Классификация ДУ.

Двигательные установки (ДУ) разрабатываются для определенного ЛА в за¬висимости от требуемых характеристик по дальности, высоте и скорости по¬лета, подразделяются на реактивные и поршневые (рис. 1) и в общем случае со¬стоят из двигателя, топлива, систем подачи топлива, запуска, регулирования тя-ги двигателя.Поршневые двигатели применяются (кроме самолетов) только на малораз¬мерных дистанционно-пилотируемых ЛА и дирижаблях, реактивные двигатели (РД) – на всех остальных классах ЛА.Реактивные двигатели подразделяются на ракетные, воздушно-реактивные, комбинированные. Ракетные двигатели используют для создания тяги реактив¬ную струю газов, образующихся в камере сгорания двигателя без участия атмо¬сферного воздуха. Благодаря этому ракетные двигатели создают тягу, как в воздушной среде, так и в безвоздушном пространстве и в воде.В ракетных двигателях возможно использование трех видов энергии: хими¬ческой, ядерной и солнечной. Химическую энергию выделяют вещества в про¬цессе реакции окисления (сгорания) или разложения. Ядерную энергию можно получить путем деления ядер тяжелых или путем синтеза легких элементов.Химические ракетные двигатели используют в качестве топлива компо¬ненты, обладающие необходимым для горения запасом горючего и окислителя. Они делятся на жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие на жид¬ком топливе, подаваемом в камеру сгорания из баков; ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), в которых топливо находится непосредственно внут-ри камеры сгорания, и смешанные (гибридные) двигатели, работающие на твердо-жидком топливе. Значительное возрастание удельного импульса тяги ракетных двигателей может быть достигнуто при использовании ядерных ис¬точников энергии и при электроракетных способах создания реактивной тяги. Такими двигателями являются ядерные ракетные двигатели и электроракетные двигатели.В ядерных ракетных двигателях (ЯРД) тяга создается в результате истече¬ния из сопла рабочего тела (теплоносителя), нагреваемого в ядерном реакторе.Электроракетные двигатели можно разделить на две группы: плазменные и ионные.В плазменных ракетных двигателях (ПлРД) реактивная тяга создается пото¬ком плазмы, образуемой в результате нагрева газа до высоких температур (бо¬лее 5000 К). Для ускорения плазмы в плазменных двигателях применяется маг¬нитное поле.В ионных ракетных двигателях (ИРД) реактивная тяга создается потоком ионов, ускоряемых с помощью электростатического поля (поэтому такие двига¬тели иногда называются также электростатическими ракетными двигателями). Для получения потоков ионов могут применяться плазменные или радиоизо¬топные источники ионов. Из всех рассматриваемых типов ракетных двигателей ионные двигатели имеют наивысший удельный импульс (наименьшие расходы массы топлива на 1 Н тяги).Рис. 1. Классификация ДУ.Общим недостатком электроракетных двигателей (особенно ионных) явля¬ется малая создаваемая ими абсолютная тяга. В связи с этим они могут эффек¬тивно применяться, главным образом, в системах ориентации искусственных спутников и космических кораблей, коррекции их скорости или траектории, а также для длительного разгона и торможения космических кораблей при меж¬планетных полетах.В воздушно-реактивных двигателях (ВРД) для создания тяги используют атмосферный воздух, который перед поступлением в камеру сгорания двига¬теля сжимается и смешивается с топливом – керосином, водородом и так далее. В результате сгорания образуется высокотемпературная газовая струя, исте-кающая через сопло двигателя. ВРД подразделяются на турбореактивные с цен-тробежным или осевым компрессором (ТРД), двухконтурные турбореак¬тивные (ДТРД), турбовинтовые (ТВД), прямоточные (ПВРД) и пульсирующие (ПуВРД).Комбинированные ракетные двигатели представляют собой устройства с элементами ракетных и воздушно-реактивных ДУ и подразделяются на ра¬кетно-прямоточные (РПД), твердого (РПДТТ), жидкого (РПДЖТ) и гибридного (РПДГТ) топлива; турбореактивные на твердом (ТРДТТ) и жидком (ТРДЖТ) топливе.

2. Основные характеристики ДУ.Тяга двигателя есть результирующая сила давления продуктов сгорания на внутреннюю поверхность камеры сгорания и сопла за вычетом давления окру¬жающей среды на их наружную поверхность. Направление действия тяги об¬ратно истечению продуктов сгорания. Тяга – основная силовая характеристика любого РД. Она определяет летные возможности ЛА по дальности, скорости, маневренности и высотности полета….

Скачать полную версию работыДвигатели установки летательных аппаратовСКАЧАТЬ работу l-raketostroenie/lekcii_raketostroenie_05.rar

studentik.net

Двигатель для летательного аппарата

Двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания и форсажную камеру. Двигатель дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части. Устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура. Изобретение позволяет повысить экономичность двигателя на дозвуковых скоростях полета и снизить вес. 1 з.п. ф-лы., 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к двигателям для летательных аппаратов.

Известен двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный прямоточным в виде кольцевого канала наружный контур и внутренний контур с компрессором, соединенным с устройством для его привода, и с камерой сгорания, форсажную камеру и реактивное сопло, при этом компрессор установлен с возможностью его поворота относительно продольной оси двигателя на угол от 80° до 100° (см. патент RU №2239079, Кл. F02K 3/02, опубл. 27.10.2004).

Достоинством такого двигателя является достаточно высокая величина тяги на больших сверхзвуковых скоростях полета. Однако такой двигатель недостаточно экономичен на дозвуковых скоростях полета и на режиме посадки и имеет большую себестоимость и значительный вес из-за наличия механизмов и агрегатов, обеспечивающих поворот компрессора.

Технический результат предложенного изобретения - повышение экономичности двигателя на дозвуковых скоростях полета и снижение веса.

Указанный технический результат достигается тем, что двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания и форсажную камеру, согласно изобретению дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части.

Устройство для привода компрессора может быть выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура, что упрощает компоновку двигателя на самолете.

На фиг.1 изображен схематично двигатель, вид сбоку;

на фиг.2 - узел I фиг.1 в увеличенном масштабе; положение обтекателя при работе двигателя в полете на дозвуковых скоростях;

на фиг.3 - узел I фиг.1 в увеличенном масштабе; положение обтекателя при работе двигателя на взлете и сверхзвуковых скоростях полета;

на фиг.4 - сечение А-А фиг.2

Двигатель для летательного аппарата (самолета) содержит внешний контур, выполненный прямоточным в виде кольцевого канала 1 и внутренний контур 2. Внутренний контур 2 содержит осевой компрессор 3, обтекатель, состоящий из неподвижной части 4 и подвижной части 5, и камеру сгорания 6. Также двигатель содержит общие входное устройство 7, форсажную камеру 8 и реактивное сопло 9, а также регулируемую заслонку 10, закрепленную на стенке внутреннего контура с возможностью перемещения - обеспечения доступа (или перекрытия) воздуха из входного устройства 7 в кольцевой канал 1. Заслонка 10 перемещается при помощи известных устройств, например гидромотора. Устройство 11 для привода компрессора 3 выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура и содержащего входное устройство, компрессор, камеру сгорания, турбину, выходное устройство. Отработанные газы за турбиной делятся на два потока и выбрасываются в атмосферу через два выходных устройства по бортам мотогондолы (на чертеже не показана). Поскольку схема газотурбинного двигателя для привода компрессора 3 стандартная, его составные элементы на чертеже позициями не обозначены. Осевой компрессор 3 расположен на одном валу 12 с устройством 11 для его привода. Неподвижная и подвижная части 4, 5 обтекателя выполнены телескопическими. Неподвижная часть 4 обтекателя закреплена на стенке внутреннего контура 2, например, при помощи полых стоек 13. Подвижная часть 5 обтекателя имеет возможность перемещения (выдвижения) по продольной оси двигателя в сторону камеры сгорания 6. Перемещение подвижной части 5 обтекателя осуществляется при помощи гидроцилиндра 14, расположенного внутри обтекателя.

Двигатель работает следующим образом.

На взлетном режиме (см. фиг.1) кольцевой канал 1 закрыт заслонкой 10. При запуске двигателя газотурбинный двигатель, работающий по стандартной схеме, раскручивает компрессор 3 до взлетных оборотов. Воздух, поступивший во внутренний контур 2, попадает в компрессор 3, сжимается и под давлением в 3,55 кг/см2, минуя камеру сгорания 6 (подвижная часть обтекателя находится в исходном положении, т.е. убрана в неподвижную часть 4 для уменьшения гидравлического сопротивления внутреннего контура 2), поступает в форсажную камеру 8. Образующаяся в форсажной камере 8 газовоздушная смесь истекает через реактивное (регулируемое сверхзвуковое) сопло 9, создавая необходимую тягу для взлета.

При наборе определенной дозвуковой скорости и высоты полета (например, перегон самолета на другой аэродром над густонаселенными местами или несение боевого дежурства в воздухе) форсажная камера 8 отключается и включается камера сгорания 6. При этом подвижная часть 5 обтекателя гидроцилиндром 14 выдвигается из неподвижной части 4 и перемещается к камере сгорания 6, при этом стенка подвижной части 5 обтекателя в выдвинутом положении располагается относительно стенки камеры сгорания 6 с зазором δ, обеспечивающим прохождение большей части воздуха через камеру сгорания 6; меньшая часть воздуха, проходящего через этот зазор δ, используется для охлаждения стенок камеры сгорания (см. фиг.4). Летательный аппарат летит на дозвуковой скорости с малым расходом топлива.

Для разгона до больших сверхзвуковых скоростей полета вновь включают форсажную камеру 8, отключают камеру сгорания 6, подвижная часть 5 обтекателя перемещается в исходное положение (убирается в неподвижную часть 4). Воздух, минуя камеру сгорания 6, поступает в форсажную камеру 8.

При разгоне летательного аппарата до скорости, соответствующей числу М=2,5, заслонка 10 открывает кольцевой канал 1, и часть воздуха, минуя компрессор 3, поступает в форсажную камеру 8, т.е. двигатель переходит на прямоточный режим работы, что позволяет разогнаться летательному аппарату (самолету) до больших сверхзвуковых скоростей полета. При прямоточном режиме изменяются углы установки лопаток спрямляющего аппарата компрессора 3 известными средствами для уменьшения гидравлического сопротивления внутреннего контура 2.

Устройство для привода 11 компрессора 3 - газотурбинный двигатель - работает весь полет. После перехода двигателя на прямоточный режим работы обороты газотурбинного двигателя 11 снижаются, и он исполняет роль вспомогательной силовой установки, обеспечивая энергетикой все системы самолета и двигателя.

Для завершения полета все происходит в обратном порядке. Самолет совершает посадку при работе камеры сгорания 6 с выключенной форсажной камерой 8 и работающим в штатном режиме компрессоре 3.

Очевидно, что возможны варианты, когда каждый контур двигателя имеет свое входное устройство, форсажную камеру и реактивное сопло.

1. Двигатель для летательного аппарата, содержащий выполненный в виде кольцевого канала внешний контур и внутренний контур с компрессором, подсоединенным к устройству для его привода, и с камерой сгорания, и форсажную камеру, отличающийся тем, что дополнительно содержит расположенный за компрессором обтекатель, выполненный из неподвижной части, закрепленной на стенке внутреннего контура, и подвижной по оси двигателя части.

2. Двигатель для летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что устройство для привода компрессора выполнено в виде газотурбинного двигателя, размещенного в проточной части внутреннего контура.

www.findpatent.ru

ЭНЕРГЕТИКА И ДВИГАТЕЛИ. ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ | Авиация

3.1. Энергетическое обеспечение ЛА

Любая машина или орудие требуют энергетического обеспече­ния: у часов это батарейка или пружина, у молотка — мускульная сила человека, а у ЛА — энергосистема. Основное назначение энергосистемы ЛА — создание тягового усилия, управление поле­том и обеспечение энергией всех бортовых устройств.

Тяговое усилие создается движителем, преобразующим различ­ные виды энергии в силу тяги, (лопасти воздушного винта самолета или несущего винта вертолета, реактивное сопло, машущие поверх­ности, солнечный парус, аэростатическая емкость, заполненная га­зом легче воздуха и т. д.).

Наибольшее распространение получили воздушные винты, от­брасывающие окружающий воздух со скоростью, превышающий скорость полета, и реактивные сопла. Зависимость относительной тяги воздушных винтов R/NB, Н/кВт от коэффициента мощности

N В/Дв, кВт/м2, где Дв — диаметр воздушного винта, приведена на

рис. 18 (1 — открытые винты: а — вертолетов, б — ТВД, в — винто­вентиляторы; 2 — вентиляторы ТРДД).

Реактивное сопло и у авиационных, и у ракетно-космических ЛА входит в состав двигателя и отдельно как движитель не рассматри­вается. В качестве движителя у аппаратов с реактивными или ра­кетными двигателями могут рассматриваться тяговые элементы взаимодействующие с реактивной струей (струями). Такими элемен­тами могут быть: донный срез ракеты, эжекторный увеличитель

Рис 18

тяги, элементы, реализующие эффект «прилипания» струи к твер­дой криволинейной поверхности (эффект Коанда) и др. Анри Коан — дэ (1886-1972) — румынский ученый и изобретатель, открывший в 1910 г. эффект прилипания струи к твердой поверхности, широко используемый в механизации крыла и в управлении вектором реак­тивной тяги на самолетах укороченного взлета.

Основной энергетической установкой любого ЛА является дви­гатель. Классификация двигателей приведена в табл.7

ooobskspetsavia.ru

Прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к прямоточным реактивным двигателям летательного аппарата. Прямоточный реактивный двигатель установлен в мотогондоле 1, расположенной под крылом 2 летательного аппарата, и содержит корпус 3 прямоугольного поперечного сечения с наружными панелями 4 сжатия, панелями 5 расширения газа, панелью 6 камеры сгорания, боковыми вертикальными стенками и подвижной обечайкой 8. 17 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к двигателям сверхзвуковых летательных аппаратов.

Известен прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата, содержащий корпус прямоугольного сечения, наружная поверхность которого образована панелями сжатия и расширения газа, панелью камеры сгорания и боковыми стенками (патент США N 3250071, кл. 60-270, 1966). Конструктивные особенности известного двигателя не позволяют повышать давление в газовоздушном тракте двигателя, что является одним из основных условий повышения экономичности теплового двигателя, в частности прямоточного двигателя. Задачей изобретения является повышение экономичности прямоточного реактивного двигателя. Задача решается тем, что прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата содержит корпус прямоугольного сечения, наружная поверхность которого образована панелями сжатия и расширения газа, панелью камеры сгорания и боковыми вертикальными стенками, и подвижную обечайку прямоугольного поперечного сечения с вертикальными стенками, установленными в продольных пазах панели камеры сгорания и панелях сжатия и расширения газа с возможностью плоскопараллельного перемещения обечайки относительно корпуса двигателя с образованием между корпусом и подвижной обечайкой замкнутого в поперечных сечениях газовоздушного тракта двигателя прямоугольной формы, механизм перемещения обечайки, причем механизм перемещения обечайки содержит не менее трех спаренных винтовых подъемников с приводом, одни концы которых шарнирно соединены с верхними частями вертикальных стенок подвижной обечайки, снабженных перемычками, а другие - с панелью камеры сгорания и герметизации корпуса двигателя, включающей в себя систему уплотнений подвижной обечайки, служащей для разделения внутренней полости корпуса двигателя и его газовоздушного тракта и механизм для закрытия вырезов в корпусе на панелях сжатия и расширения газа, содержащий ползуны с коническими уплотнительными поверхностями контакта с передними и задними кромками подвижной обечайки, дифференциальный разгрузочный механизм кинематической связи между ползунами, содержащий равноплечее коромысло и направляющий механизм с рычагом связи с осью равноплечего коромысла для поддержания оси на прямой, параллельной передней и задней кромкам подвижной обечайки, двигатель снабжен перемычками, выполненными в виде панелей, размещенных по всей длине обечайки, каждая из панелей снабжена уплотнительными створками, шарнирно закрепленными на концах их продольных сторон и контактирующих своими торцевыми частями через уплонительные элементы с панелью камеры сгорания и панелью сжатия газа, и вертикальными стенками подвижной обечайки с образованием переменного замкнутого разгрузочного объема, который через отверстие, выполненное в панели камеры сгорания, сообщен с газовоздушным трактом двигателя, при этом винтовые подъемники размещены между вертикальными боковыми и вертикальными стенками корпуса и подвижной обечайки, привод винтовых подъемников закреплен на перемычках подвижной обечайки, кинематическая связь дифференциального разгрузочного механизма содержит ползун с обоймами и тягами, установленный на оси равноплечего коромысла соосно с рычагом связи направляющего механизма, а обоймы тягами шарнирно соединены с концами равноплечего коромысла, при этом другие их концы шарнирно соединены с ползунами механизма закрытия вырезов в корпусе двигателя, оси шарниров тяг и коромысла расположены на прямых, проходящих через точку пересечения прямой, параллельной передней и задней кромкам подвижной обечайки и прямой, соединяющей вершины конических уплотнительных поверхностей ползунов, при этом ось равноплечего коромысла проходит через точку пересечения упомянутых прямых, а отрезки, соединяющие вершины конических уплотнительных поверхностей с осями шарниров ползунов, параллельны между собой и пропорциональны расстояниям от вершин конических уплотнительных поверхностей до оси коромысла. На фиг. 1 показано расположение прямоточного двигателя на крыле летательного аппарата при виде снизу; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. 1; на фиг. 3 - общий вид прямоточного реактивного двигателя в плане; на фиг. 4 - сечение Б-Б на фиг. 3; на фиг. 5 - сечение на В-В фиг. 3; на фиг. 6 - сечение Г-Г на фиг. 3; на фиг. 7 - сечение Д-Д на фиг. 3; на фиг. 8 - сечение Е-Е на фиг. 3; на фиг. 9 - выносной элемент 1 на фиг. 8; на фиг. 10 - сечение Ж-Ж фиг. на 9; на фиг. 11 - сечение З-З на фиг. 9; на фиг. 12 - сечение И-И фиг. 3; на фиг. 13 - сечение К-К фиг. 3; на фиг. 14 - сечение Л-Л фиг. 7; на фиг. 15 - два обращенных положения ползунов по отношению к неподвижной обечайке; на фиг. 16 - кинематическая схема управления подвижной обечайкой, вид в плане; на фиг. 17 - то же, вид сбоку. Прямоточный реактивный двигатель является частью мотогондолы 1, расположенной под крылом 2 летательного аппарата. Он содержит корпус 3 прямоугольного поперечного сечения с наружными панелями сжатия 4, расширения газа 5, панель. 6 камеры сгорания и боковыми вертикальными стенками 7 и подвижной обечайки 8 с вертикальными стенками 9, расположенными в продольных пазах 10 корпуса 3 с возможностью плоскопараллельного перемещения обечайки 8 относительно корпуса 3 и образованием с панелями 4, 5 и 6 прямоугольного и замкнутого в поперечных сечениях двухсекционного газовоздушного тракта 11 прямоточного двигателя. Верхние части вертикальных стенок 9 подвижной обечайки 8 соединены между собой перемычками 12, выполненными в виде сплошных панелей, размещенных по всей длине подвижной обечайки 8. Каждая перемычка 12 снабжена уплотнительными створками 13, шарнирно закрепленными на концах продольных сторон перемычек и контактирующих своими торцевыми частями через уплотнительные элементы 14 с образованием переменного замкнутого разгрузочного объема 15, сообщенного с газовоздушным трактом 11 двигателя отверстием 16, выполненным в панели 6 камеры сгорания. Двигатель снабжен механизмом перемещения подвижной обечайки 8, состоящий из трех спаренных шариковинтовых подъемников 17, которые размещены между стенок 7 и 9, шарнирно установлены по краям перемычек 12 и ходовыми винтами 18 шарнирно соединены с панелью камеры сгорания 6. Привод каждой пары подъемников 17 содержит пару карданных валиков 19, редуктор 20 и электродвигатель. Корпус 3 двигателя герметизирован уплотнительными элементами 14, выполненными в виде подпружиненных вкладышей, расположенных по обе стороны каждого из пазов 10 и контактирующих с боковыми поверхностями вертикальных стенок 9 и ползунов 21, закрывающих открытые участки пазов 10, образованных продольным движением подвижной обечайки 8. Одними концами ползуны расположены в глухих каналах 22, являющихся продолжением пазов 10, а другими концами с помощью направляющих буртиков находятся контакте со скошенными плоскостями 23 острых передних 24 и задних 25 кромок вертикальных стенок 9 своими сопрягаемыми частями, выполненными в виде секторных вилок 26 с внутренними поверхностями в виде обращенных друг к другу конусов 27 и 28 с вершиной в точке D и образующие со скошенными плоскостями 23 постоянную линию контакта 29, проходящую через точку "D" и меняющую свое угловое положение при изменении углового положения передней или задней кромок 24, 25. Ползуны 21, расположенные по боковым пазам 10, связаны между собой и подвижной обечайкой 8 дифференциальным разгрузочным механизмом, расположенным между стенками 7 и 9. Разгрузочный механизм содержит ползун 30, равноплечее коромысло 31, обоймы 32 и 33 и направляющий механизм с рычагом связи 34, поворотным подкосом 35 и ползуном 36, установленным на перемычках 12 таким образом, чтобы обеспечить прямолинейное движение конца рычага связи параллельно передним и задним кромкам 24 и 25. Равноплечее коромысло 31 шарнирно и соосно с концом рычага связи 34 установлено в средней части ползуна 30, на оси 37 с возможностью перемещения этой оси, как было выше указано, по прямой, параллельной передним и задним кромкам 24 и 25, обоймы 32 и 33 установлены по концам ползуна 30 с возможностью поступательного перемещения относительно последнего, причем одни концы обойм шарнирно соединены с ползунами 21 по осям 38, а другие соединены равными шарнирными тягами 39 с концами коромысла 31. Для поджатия ползунов 36 к передним и задним кромкам 24 и 25 вертикальных стенок 9, между одним из плеч коромысла 31 и обоймой 3 установлена пружина 40 растяжения. Ползуны 21, расположенные по среднему пазу 10, соединены шарнирно с крайними ползунами 21 с помощью траверс 41. Взаимное положение осей 37 и 38 по отношению к вершинам D уплотнительных поверхностей ползунов 21 выбрано таким образом, чтобы исключить влияние углового поворота подвижной обечайки 8 на положение ползунов 21 по отношению к передним и задним кромкам 24 и 25, т.е. появлению между ними зазора. Для достижения этой цели ось 37 коромысла расположена на пересечении прямой 42, соединяющей вершины D уплотнительных поверхностей ползунов 21 и выбранной упомянутой прямой 43, параллельной передней и задней кромкам 24 и 25 подвижной обечайки, задаваемой движением рычага связи 34 направляющего механизма. Кроме того, оси 38 и 37 должны лежать на одной прямой 44, причем оси 38 находятся по отношению к вершинам D на расстояниях, пропорциональных расстояниям упомянутых вершин до оси 37, а отрезки, соединяющие вершины D и оси 38, параллельны между собой. На фиг. 15 показано два обращенных положения ползунов 21 по отношению к подвижной обечайке 8, обозначенных соответственными вершинами конических уплотнительных поверхностей ползунов как D1 и D2 и относительно оси 37 - точки O. Возможное размещение осей 38 в трех вариантах, обозначенное соответственными точками A1B1C1 и A2B2C2, относительно точки O, при котором исключается точка O при повороте подвижной обечайки, должно находиться на окружностях с центрами в точках D1 и D2, , радиусы которых R1 и R2, обозначенные соответственными отрезками D1A1 и D2A2, , D1C1 и D2C2 и т.д., пропорциональны длинам отрезков OD1 и OD2 и параллельны между собой на основании подобия треугольников OD1A1 и OD2A2, OB1D1 и OB2D2, и т.д. Для подачи топлива в камеру сгорания двигатель снабжен форсунками 45, подача топлива, к которым осуществляется с помощью трубопроводов, расположенных в панели 6 камеры сгорания. Передняя часть мотогондолы 1, обращенная к набегающему потоку, снабжена каналом слива 46 пограничного слоя и воздухозаборным устройством с наклонными поверхностями сжатия 47 воздушного потока, примыкающими к панели 4 сжатия двигателя для образования системы скачков 48 уплотнения, фокусирующихся на передней кромке 49 подвижной обечайки. Кормовая часть мотогондолы 1 является соплом 50, интегрированным с панелью 5 расширения газа прямоточного двигателя. Устройство работает следующим образом. После запуска двигателя при изменении скорости полета летательного аппарата происходит непрерывное регулирование работы прямоточного двигателя изменением положения подвижной обечайки 8 с помощью трех пар винтовых подъемников 17, приводимых в действие через карданные валики 19 и редукторы 20 тремя электродвигателями, управляемыми бортовой ЭВМ. При этом давление из газовоздушного тракта двигателя через отверстие 16 попадает в полость разгрузочного объема 15 и, прижимая уплотнительные створки 13 к панелям 6 камеры сгорания и панелям 4 сжатия газа, создает противодавление, которое существенно уменьшает потребление нагрузки для перемещения подвижной обечайки 8. Нагрузки на подъемники 17 в этом случае будут включать в себя сопротивление сил трения, конструктивно неуравновешенные усилия между полостями 11 и 15 и нагрузки от перепада давления между ними на нестационарных режимах работы двигателя. При работе двигателя система его герметизации, состоящая из ползунов 21, уплотнительных элементов 14 и уплотнительных створок 13, предотвращает проникновение высокотемпературного газа и давление газовоздушного тракта в полость корпуса 3, при этом часть газа, попавшая в эту полость, удаляется в атмосферу. При продольном перемещении подвижной обечайки 8 происходит принудительное перемещение ползунов 21 в направляющих пазах 10 как под действием скошенных плоскостей 23 вертикальных стенок 9, так и под воздействием направляющего механизма, поддерживающего положение оси 37 на прямой 43, параллельной передним и задним кромкам подвижной обечайки 8, что позволяет снизить контактные нагрузки между поверхностями секторных вилок 26 ползунов 21 и скошенными плоскостями 23, т.е. нежелательное сопротивление трения. Пружина 40 обеспечивает постоянный контакт ползунов 21 с вертикальными стенками 9 и рассчитывается на преодоление разности усилий трения между ползунами. При повороте подвижной обечайки 8 потребное расстояние между ползунами увеличивается, что компенсируется поворотом коромысла 31 вокруг оси 37, положение которой при этом, обусловленное соответствующим выбором осей 38 по отношению к вершинам "D", остается неизменным на прямой 43, что не приводит к появлению зазоров между ползунами 21 по отношению к передним 24 и задним 25 кромкам подвижной обечайки. Перемещение ползунов 21, контактирующих со средней вертикальной стенкой 9 подвижной обечайки и кинематически не связанных между собой, осуществляется как за счет их непосредственного взаимодействия со стенкой, так и за счет передачи усилий от крайних ползунов 21 к средним с помощью траверс 41.

Формула изобретения

Прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата, содержащий корпус прямоугольного сечения, наружная поверхность которого образована панелями сжатия и расширения газа, панелью камеры сгорания и боковыми вертикальными стенками, и подвижную обечейку прямоугольного поперечного сечения с вертикальными стенками, установленными в продольных пазах панели камеры сгорания и панелях сжатия и расширения газа с возможностью плоскопараллельного перемещения обечайки относительно корпуса двигателя с образованием между корпусом и подвижной обечайкой замкнутого в поперечных сечениях газовоздушного тракта двигателя прямоугольной формы, механизм перемещения обечайки, отличающийся тем, что механизм перемещения обечайки содержит не менее трех спаренных винтовых подъемников с приводом, одни концы которых шарнирно соединены с верхними частями вертикальных стенок подвижной обечайки, снабженных перемычками, а другие с панелью камеры сгорания и герметизации корпуса двигателя, включающей в себя систему уплотнений подвижной обечайки, служащей для разделения внутренней полости корпуса двигателя и его газовоздушного тракта, и механизм для закрытия вырезов в корпусе на панелях сжатия и расширения газа, содержащий ползуны с коническими уплотнительными поверхностями контакта с передними и задними кромками подвижной обечайки, дифференциальный разгрузочный механизм кинематической связи между ползунами, содержащий равноплечее коромысло и направляющий механизм с рычагом связи с осью равноплечего коромысла для поддержания оси на прямой, параллельной передней и задней кромкам подвижной обечайки, двигатель снабжен перемычками, выполненными в виде панелей, размещенных по всей длине обечайки, каждая из панелей снабжена уплотнительными створками, шарнирно закрепленными на концах их продольных сторон и контактирующими своими торцевыми частями через уплотнительные элементы с панелью камеры сгорания и панелью сжатия газа и вертикальными стенками подвижной обечайки с образованием переменного замкнутого разгрузочного объема, который через отверстие, выполненное в панели камеры сгорания, сообщен с газовоздушным трактом двигателя, при этом винтовые подъемники размещены между вертикальными боковыми и вертикальными стенками корпуса и подвижной обечайки, привод винтовых подъемников закреплен на перемычках подвижной обечайки, кинематическая связь дифференциального разгрузочного механизма содержит ползун с обоймами и тягами, установленный на оси равноплечего коромысла соосно с рычагом связи направляющего механизма, а обоймы тягами шарнирно соединены с концами равноплечего коромысла, при этом другие их концы шарнирно соединены с ползунами механизма закрытия вырезов в корпусе двигателя, оси шариниров тяг и коромысла расположены на прямых, проходящих через точку пересечения прямой, параллельной передней и задней кромкам подвижной обечайки и прямой, соединяющей вершины конических уплотнительных поверхностей ползунов, при этом ось равноплечего коромысла проходит через точку пересечения упомянутых прямых, а отрезки, соединяющие вершины конических уплотнительных поверхностей с осями шарниров ползунов, параллельны между собой и пропорциональны расстояниям от вершин конических уплотнительных поверхностей до оси коромысла.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16, Рисунок 17

www.findpatent.ru

Способ монтажа двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для монтажа авиационных двигателей на летательных аппаратах. Способ монтажа двигателя 5 летательного аппарата включает расстыковку фюзеляжа на носовую 4 и хвостовую 3 части. При этом до регулировки положения оси двигателя осуществляют его охват удерживающим элементом, который размещают впереди основных опор двигателя в носовой части фюзеляжа. Концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа или на стояночной площадке, натягивают удерживающий элемент. После регулировки положения оси двигателя производят стыковку частей фюзеляжа и закрепляют двигатель в хвостовой части фюзеляжа, затем демонтируют удерживающий элемент. Способ упрощает монтаж современных двигателей летательного аппарата и повышает технологичность процесса монтажа. 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для монтажа авиационных двигателей на летательных аппаратах.

Одной из особенностей боевых самолетов третьего поколения (МиГ-21, МиГ-23, МиГ-27, Су-15, Су-7, F-4, F-102, F-104, F-105 и т.д.) является разделение фюзеляжа на носовую и хвостовую части, расстыковка которых позволяет установить авиадвигатель в летательный аппарат. Авиадвигатели третьего поколения, применявшиеся на данных самолетах, также имели возможность расстыковки на газогенераторную часть и часть, включающую форсажную камеру с реактивным соплом. Таким образом, процесс монтажа двигателя в летательный аппарат заключался в установке газогенераторной части двигателя в носовую часть фюзеляжа, форсажной камеры с реактивным соплом - в хвостовую часть фюзеляжа и последующего соединения частей авиадвигателя и летательного аппарата.

Двигатели четвертого поколения при эксплуатации, как правило, не имеют возможности разделения на части, поэтому при модернизации самолетов третьего поколения путем установки на них современного (не штатного для них) двигателя возникает необходимость применения дополнительного удерживающего элемента в носовой части фюзеляжа для монтажа хвостовой части фюзеляжа летательного аппарата с целью перераспределения нагрузок, приходящихся на двигатель во время монтажа.

Известен способ монтажа двигателя летательного аппарата, включающий расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа (В.А.Турьян. «Сборка летательных аппаратов». М., «Машиностроение», 1980, стр.165-167 - прототип).

Недостатками этого технического решения является то, что с помощью данного способа невозможно осуществить монтаж современных двигателей, имеющих большие габариты.

Технический результат заявленного изобретения - упрощение монтажа современных двигателей летательного аппарата и повышение технологичности процесса монтажа за счет установки в летательные аппараты предыдущих поколений не штатного для них современного двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе монтажа двигателя летательного аппарата, включающем расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа, до регулировки положения оси двигателя осуществляют его охват удерживающим элементом, который размещают впереди основных опор двигателя в носовой части фюзеляжа, причем концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа или на стояночной площадке, натягивают удерживающий элемент с помощью по крайней мере одного механизма натяжения, а после регулировки положения оси двигателя производят стыковку частей фюзеляжа и закрепляют двигатель в хвостовой части фюзеляжа, затем демонтируют удерживающий элемент.

При этом в качестве удерживающего элемента могут использовать упругую ленту.

В качестве материала для технологической ленты могут использовать сталь.

Удерживающий элемент может быть размещен на корпусе двигателя.

Размещение удерживающего элемента могут осуществлять по направляющим, расположенным на корпусе двигателя.

Удерживающий элемент может быть размещен на входной проставке летательного аппарата.

В качестве удерживающего элемента могут использовать трос.

В качестве удерживающего элемента могут использовать цепь.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать в носовой части фюзеляжа с помощью элементов конструкции летательного аппарата - лонжеронов, шпангоутов, бимсов.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать в носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных технологических элементов конструкции - балок, кронштейнов.

Концы удерживающего элемента можно фиксировать на стояночной площадке летательного аппарата с помощью рым-болтов.

В качестве механизма натяжения можно использовать тандер или талреп.

В качестве механизма натяжения можно использовать лебедку.

Тип применяемого удерживающего элемента может быть различным (лента, трос, канат, цепь и т.п.), а выбор типа удерживающего элемента в каждом конкретном случае зависит также от материала, из которого он выполнен. Наиболее предпочтительным является выполнение удерживающего элемента в виде ленты (фиг.2-3) в связи с распределением нагрузок на большую площадь, а материал - сталь. При этом длина удерживающего элемента выбирается из условия охвата им двигателя и закрепления концов удерживающего элемента.

Удерживающий элемент может быть заправлен как непосредственно на корпус двигателя, так и по направляющим, расположенным на корпусе двигателя или на входной проставке (обечайке, кольце) летательного аппарата. Применение направляющих целесообразно в случае, когда мотоотсек летательного аппарата не позволяет непосредственную установку удерживающего элемента на корпус двигателя или входную проставку, например в случае отсутствия лючков или нахождения над мотоотсеком топливного бака. К тому же, направляющие являются усиливающими элементами (силовыми ребрами) корпуса и способствуют улучшению характера передачи нагрузок (распределению нагрузок) от удерживающего элемента на конструкцию двигателя.

Удерживающий элемент может быть заправлен на корпус двигателя как до установки двигателя в носовую часть фюзеляжа, так и после закрепления двигателя в носовой части фюзеляжа, причем заправку удерживающего элемента осуществляют до проведения регулировки (нивелировки) положения оси двигателя. При этом выбор того, в какой из приведенных выше последовательностей при монтаже двигателя будет осуществляться операция заправки удерживающего элемента, зависит также от типа и материала удерживающего элемента. Например, выполнение удерживающего элемента в виде стальной ленты позволяет заправить ее на двигатель до осуществления регулировки положения оси двигателя в любой из приведенных выше последовательностей.

Удерживающий элемент в носовой части фюзеляжа летательного аппарата может быть зафиксирован как с помощью имеющихся элементов конструкции летательного аппарата (лонжероны, шпангоуты, бимсы), так и с помощью дополнительных технологических элементов, не входящих в состав элементов конструкции летательного аппарата (балки, кронштейны и т.п.). При отсутствии возможности приведенной выше фиксации концов удерживающего элемента их фиксируют на специально оборудованной, например, рым-болтами и т.п. стояночной площадке летательного аппарата.

Для регулировки положения двигателя в мотоотсеке могут быть использованы один или два механизма натяжения удерживающего элемента, расположенные соответственно на одном или на двух концах удерживающего элемента, а выбор типа механизма натяжения (например, тандер, талреп, лебедка и т.п.) зависит от типа удерживающего элемента (лента, трос, цепь и т.п.), от конструкции летательного аппарата и от способа фиксации удерживающего элемента.

На фиг.1 изображен летательный аппарат с расстыкованным на две части фюзеляжем и устанавливаемый в него двигатель, на фиг.2 - изображен вид двигателя с заправленным на нем удерживающим элементом, на фиг.3 - вид К двигателя с заправленным на нем удерживающим элементом.

Расстояние х от плоскости С, проходящей через центр тяжести (Ц.Т.) до плоскости В, проходящей через опору двигателя, составляет плечо силы тяжести. Расстояние l между плоскостями А и В, проходящими через соответствующие опоры двигателя, составляет плечо силы реакции удерживающего элемента (см. фиг.2). Для того, чтобы двигатель находился в равновесии, сумма моментов сил, действующих на него, должна быть равна 0, т.е:

ΣMi=0.

Таким образом получим: ,

где G - вес двигателя, х - плечо силы тяжести, R - реакция опоры, расположенной в плоскости А, l - плечо силы реакции удерживающего элемента.

В соответствии с формулой [1] получаем:

.

Поскольку опора, расположенная в плоскости А, выполнена в виде удерживающего элемента, охватывающего двигатель и зафиксированого на двух концах, то нагрузка Q, возникающая в удерживающем элементе, будет равна половине R:

или .

Вычислив нагрузку Q, возникающую в удерживающем элементе, определяют его тип и материал. При этом необходимо учитывать то, что разрушающая нагрузка S в удерживающем элементе, равная реакции в опоре, расположенной в плоскости А, не должна превышать допустимых значений, т.е.

,

где k - коэффициент запаса прочности.

Соответственно, с учетом [2] формула [3] примет вид:

.

Если, например, в качестве удерживающего элемента выбрана лента, то при выборе материала ленты следует учитывать следующее.

Допустимое напряжение материала ленты при растяжении равно:

,

где σпред - предельное напряжение, которое выдерживает материал ленты,

k - коэффициент запаса прочности.

Предельное напряжение σпред равно:

где S - разрушающая нагрузка для ленты,

b - ширина ленты,

s - толщина ленты.

В соответствии с формулами [5] и [6] формула [4] для ленты примет вид:

.

Пример.

Необходимо выбрать тип и материал удерживающего элемента для двигателя с весом G=1500 даН, х=1000 мм, l=750 мм.

Определяем нагрузку Q, возникающую в удерживающем элементе, по формуле [2]:

Поскольку Q=S/k, то найдя из справочников коэффициент запаса прочности k и разрушающую нагрузку S, определяем тип и материал удерживающего элемента. В нашем случае одним из возможных вариантов выполнения удерживающего элемента является стальная лента.

Далее необходимо определить ширину стальной ленты, выбранной в качестве удерживающего элемента, которая имеет толщину s=1 мм и [σ]=20 даН/мм2.

В соответствии с [7] получаем:

Способ монтажа осуществляется следующим образом (осуществление операций монтажа представлено с использованием удерживающего элемента, выполненного в виде стальной ленты).

Летательный аппарат устанавливают на гидроподъемники 1 (фиг.1). Подкатывают технологическую тележку 2 и осуществляют расстыковку хвостовой части 3 фюзеляжа, которую затем устанавливают на технологическую тележку 2 и откатывают от носовой части 4 фюзеляжа. Авиационный двигатель 5 подвозят на транспортировочной тележке 6 к носовой части 4 фюзеляжа летательного аппарата. Заправляют удерживающий элемент, выполненный, например, в виде стальной ленты 7, по направляющим 8 на корпусе двигателя 5 впереди плоскости В основных опор двигателя 5 в носовой части 4 фюзеляжа, осуществляя тем самым охват двигателя 5. Закатывают двигатель 5 с установленной на нем лентой 7 в носовую часть 4 фюзеляжа и закрепляют его на переднем узле подвески летательного аппарата. Фиксируют концы ленты 7 в носовой части 4 фюзеляжа за дополнительные технологические элементы, например, на балках 9. Натягивают ленту 7 при помощи, например, одного тандера 10, закрепленного на одном из концов ленты 7, до уравновешивания центра тяжести (Ц.Т.) двигателя. Откатывают технологическую тележку 6. Осуществляют регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата: двигатель 5 нивелируют в мотоотсеке при помощи нивелировочной рамы и специального шаблона (на чертежах не показаны), после чего нивелировочные приспособления демонтируют. Производят стыковку носовой части 4 и хвостовой части 3 фюзеляжа летательного аппарата и закрепление двигателя 5 в хвостовой части 3 фюзеляжа. Затем, после полной установки двигателя 5 в мотоотсек летательного аппарата, ленту 7 демонтируют.

1. Способ монтажа двигателя летательного аппарата, включающий расстыковку фюзеляжа на носовую и хвостовую части, установку и последующее закрепление двигателя в носовой части фюзеляжа, регулировку положения оси двигателя относительно оси летательного аппарата, стыковку носовой и хвостовой частей фюзеляжа, отличающийся тем, что до регулировки положения оси двигателя осуществляют его охват удерживающим элементом, который размещают впереди основных опор двигателя в носовой части фюзеляжа, причем концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа или на стояночной площадке, натягивают удерживающий элемент с помощью, по крайней мере, одного механизма натяжения, а после регулировки положения оси двигателя производят стыковку частей фюзеляжа и закрепляют двигатель в хвостовой части фюзеляжа, затем демонтируют удерживающий элемент.

2. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют упругую ленту.

3. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.2, отличающийся тем, что в качестве материала для технологической ленты используют сталь.

4. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что удерживающий элемент размещают на корпусе двигателя.

5. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.4, отличающийся тем, что размещение удерживающего элемента осуществляют по направляющим, расположенным на корпусе двигателя.

6. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что удерживающий элемент размещают на входной проставке летательного аппарата.

7. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют трос.

8. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве удерживающего элемента используют цепь.

9. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа с помощью элементов конструкции летательного аппарата - лонжеронов, шпангоутов, бимсов.

10. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют в носовой части фюзеляжа с помощью дополнительных технологических элементов - балок, кронштейнов.

11. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что концы удерживающего элемента фиксируют на стояночной площадке летательного аппарата с помощью рым-болтов.

12. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве механизма натяжения используют тандер или талреп.

13. Способ монтажа двигателя летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве механизма натяжения используют лебедку.

www.findpatent.ru