самолет

Формула изобретения

Самолет, содержащий фюзеляж, имеющий пилотское и грузопассажирское отделения, два полукрыла с элементами механизации, на которых размещены два двигателя, вертикальный и горизонтальные стабилизаторы с рулями, посадочное устройство, отличающийся тем, что на полукрыльях установлены турбореактивные дисковые двигатели, одинаковые по конструкции, каждый из которых выполнен в форме двух цилиндрических корпусов, установленных один над другим со смещением верхнего корпуса вперед относительно нижнего, причем в нижнем корпусе размещены детали и узлы турбореактивного двигателя, а передний конец вала компрессора установлен в подшипнике входного конуса, являющегося поворотным редуктором, выходной вал которого соединен с входным валом верхнего редуктора, размещенного внутри верхнего корпуса в его средней части, выходные валы которого закреплены в подшипниках конусов, установленных во впускном и выпускном устройствах верхнего корпуса, причем на выходных валах верхнего редуктора закреплены диски, количество которых не ограничено и каждый из них имеет переднюю гладкую и отполированную поверхность, а на задней поверхности, также обработанной, выполнены глухие каналы круглого или квадратного сечения, расположенные по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них и установленные с наклоном в направлении вращения диска под углом к плоскости, проходящей через центр вращения, кроме того, плоскость дна каждого из каналов выполнена параллельно передней и задней поверхностям диска, вследствие чего площади противоположных сторон равны в продольном и поперечном направлениях.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к области авиации и может найти применение в качестве летательного аппарата.

Известен двухмоторный реактивный самолет ИЛ-28, содержащий фюзеляж с кабиной экипажа, к которому прикреплено крыло по высокопланной схеме, на котором установлены два реактивных двигателя РД-45, хвостовое стреловидное оперение, посадочное устройство с передним колесом. Взлетная масса 17500 кг, максимальная высота полета 11000 м, дальность полета 2451 км, крейсерская скорость полета 750 км/час, максимальная скорость полета 900 км/час, максимальная грузоподъемность 3000 кг, тяга двигателей 2 х 2270 даН, запас топлива 6880 кг, время полета не более 3-4 часа, экипаж 3 чел. (Г.В. Новожилов, Д. В. Лещинер и др., Из истории советской авиации. Самолеты ОКБ им С.В. Ильюшина, под ред. Г.В. Новожилова, изд. 2, М.: Машиностроение, 1990, с. 82-100, рис. 4.6).

Недостатками известного самолета ИЛ-28 являются: небольшая дальность полета, большой расход топлива, малая полезная нагрузка.

Указанные недостатки обусловлены конструкцией самолета.

Известен также самолет Ан-26, содержащий фюзеляж, представляющий собой моноплан с высокорасположенным крылом, хвостовое оперение, противоштопорные подфюзеляжные гребни, посадочное устройство с передним колесом, два турбовинтовых двигателя, установленные на крыльях, и один турбореактивный, установленный на подмоторной раме правого турбовинтового двигателя. Длина 23,8 м, высота 8,5 м, размах крыла 29,2 м, площадь крыла 74,98 м, максимальная взлетная масса 24000 кг, полезная нагрузка 5500 кг, максимальная скорость 540 км/час, двигатели: два АИ-24вт по 2820 э.л.с и один РУ 19А-300 с тягой 800 кгс. (А.А. Комаров, В.П. Рычка, П.Н. Мамошин, Устройство и летная эксплуатация самолета Ан-26, М.: Транспорт, 1987).

Известный самолет Ан-26, как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому полезному результату, принят за прототип.

Недостатками известного самолета Ан-26, принятого за прототип, являются: небольшая скорость полета, большой расход топлива, повышенный шум двигателей.

Указанные недостатки обусловлены применением турбовинтовых двигателей с низким КПД воздушных винтов, потерями в редукторе привода воздушных винтов.

Целью настоящего изобретения является повышение эксплуатационных характеристик самолета.

Указанная цель согласно изобретению обеспечивается тем, что два турбовинтовых двигателя АИ-24вт и один турбореактивный двигатель РУ 19А-300 заменены двумя турбореактивными дисковыми двигателями, одинаковыми по конструкции, каждый из которых представляет собой два цилиндрических корпуса, установленных один над другим со смещением верхнего корпуса вперед относительно нижнего, причем в нижнем корпусе размещены входное устройство, компрессор, соединенный валом с газовой турбиной, камеры сгорания с форсунками и системами зажигания топлива, реактивное сопло, а передний конец вала компрессора установлен в подшипнике входного конуса, являющегося поворотным редуктором, выходной вал которого соединен с входным валом верхнего редуктора, размещенного внутри верхнего корпуса, в его средней части, выходные валы которого закреплены в подшипниках конусов, установленных во впускном и выпускном устройствах верхнего корпуса, причем на выходных валах верхнего редуктора закреплены диски, количество которых не ограничено и каждый из них имеет переднюю гладкую и отполированную поверхность, а на задней поверхности, такой же отполированной, выполнены глухие каналы круглого или квадратного сечения, расположенные по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них и установленные с наклоном в направлении вращения диска под углом к плоскости, проходящей через центр вращения, кроме того дно каждого из каналов выполнено параллельно передней и задней поверхностям диска, вследствие чего площади противоположных сторон равны в продольном и поперечном направлениях.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фигуре 1 изображен общий вид самолета; на фигуре 2 - вид на самолет спереди; на фигуре 3 - вид на самолет сверху; на фигуре 4 - общий вид турбореактивного дискового двигателя; на фигуре 5 - вид на турбореактивный дисковый двигатель спереди; на фигуре 6 - вид на турбореактивный дисковый двигатель сзади; на фигуре 7 - вид на турбореактивный дисковый двигатель в разрезе; на фигуре 8 - общий вид нижнего поворотного редуктора; на фигуре 9 - общий вид верхнего редуктора; на фигуре 10 - общий вид диска; на фигуре 11 - вид на диск спереди; на фигуре 12 - вид на диск сзади; на фигуре 13 - вид на передний диск с частичным разрезом; на фигуре 14 - вид на задний диск с частичным разрезом; на фигуре 15 - схема создания тяги на диске.

Предлагаемый самолет содержит фюзеляж 1, в котором размещены пилотское и грузопассажирское отделения, на фюзеляже закреплены по среднепланной схеме два полукрыла 2 и 3, содержащие элероны 4, 5, закрылки 6, 7 и предкрылки 8, 9. В задней части фюзеляжа размещены горизонтальные стабилизаторы 10, 11 с рулями высоты 12, 13 и вертикальный стабилизатор 14 с рулем направления 15. В нижней части самолета расположены основное посадочное устройство 16 с передним опорным колесом 17 и продольные противоштопорные подфюзеляжные гребни 18. На корневых частях полукрыльев установлены два турбореактивных дисковых двигателя 19 и 20. Оба двигателя имеют одинаковое устройство. Турбореактивный дисковый двигатель содержит нижний корпус 21 и верхний корпус 22, смещенный вперед относительно нижнего корпуса в продольном направлении. Оба корпуса соединены между собой накладками 23 и 24. В нижнем корпусе расположены: впускное устройство 25, в центре которого установлен на кронштейнах 26 конус 27, который является поворотным редуктором и опорой компрессора 28, соединенного валом 29 с двухрядной газовой турбиной 30, подшипником которой является выходной конус 31, прикрепленный кронштейнами 32 к корпусу и расположенный в выходном реактивном сопле 33. Между компрессором и газовой турбиной размещены камеры сгорания 34 с топливными форсунками 35 и устройством зажигания, не показанным на чертеже. Внутри верхнего корпуса, в его средней части, размещен верхний редуктор 36, установленный на кронштейнах 37, ведущий вал которого посредством вертикального вала 38 с соединительными муфтами 39 связан с ведомым валом поворотного редуктора. Передний продольный ведомый вал 40 верхнего редуктора своим передним концом вставлен в подшипник конуса 41, размещенного во входном устройстве 42 верхнего корпуса. Задний продольный ведомый вал 43 своим задним концом вставлен в подшипник конуса 44, установленного на кронштейнах 45 выходного сопла 46, а конус входного устройства установлен на кронштейнах 47. На переднем продольном ведомом валу закреплены передние диски 48, выполненные из легкого и прочного материала и имеющие гладкую и отполированную переднюю поверхность, а на задней поверхности, такой же отполированной, выполнены глухие каналы 49 круглого или квадратного сечения, установленные с наклоном в сторону вращения под углом , равным 45 градусам к плоскости, проходящей через центр вращения, причем каналы размещены по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них. На заднем продольном ведомом валу закреплены задние диски 50, выполненные из легкого и прочного материала и имеющие гладкую и отполированную переднюю поверхность, а на задней поверхности, такой же отполированной, выполнены глухие каналы 51 круглого или квадратного сечения, установленные с наклоном в сторону вращения под углом , равным 45 градусам к плоскости, проходящей через центр вращения, причем каналы размещены по концентрическим окружностям в четном количестве в каждой из них. Дно каждого из каналов, как передних так и задних дисков, выполнено параллельно передней и задней поверхностям диска, вследствие чего площади противоположных боковых сторон каждого канала равны в продольном и поперечном направлениях. Поворотный редуктор содержит корпус, являющийся конусом впускного устройства турбореактивного двигателя, в подшипнике 52 которого закреплен ведущий вал 53, соединенный муфтой 54 с валом компрессора. На ведущем валу закреплена ведущая шестерня 55, входящая в зацепление с ведомой шестерней 56, закрепленной на ведомом валу 57, вставленным в подшипник крышки 58. Верхний редуктор содержит корпус, в подшипнике 59 которого установлен вертикальный ведущий вал 60, на котором закреплена ведущая шестерня 61, входящая в зацепление с ведомыми шестернями 62 и 63, закрепленными на переднем и заднем продольных ведомых валах, концы которых вставлены в подшипники 64 и 65 корпуса, закрытого крышкой 66.

Работа самолета.

Перед взлетом после проверки работоспособности всех систем производится запуск двигателей 19 и 20. Стартером, не показанным на чертеже, раскручивается вал компрессора 28 и газовой турбины 30. При этом компрессор сжимает воздух и подает его в камеры сгорания 34, куда также насосами через форсунки 35 подается топливо, которое поджигается и сгорает при температуре 1500-1700^oC. Раскаленная газовая струя вырывается из сопла 33, приводя в движение турбину 30. После запуска двигателя стартер отключается и двигатель выводится на нужный режим, создавая необходимую тягу за счет реакции, вытекающей из сопла 33 струи газа. При этом вместе с валом компрессора 28 вращается ведущий вал 53 и ведущая шестерня 55 поворотного редуктора 27, которая передает вращение ведомой шестерне 56, ведомому валу 57 и далее вертикальному валу 38 и ведущему валу 60 верхнего редуктора 36. Ведущий вал приводит во вращение ведущую шестерню 61, которая через ведомые шестерни 62 и 63 приводит во вращение в противоположные стороны и с меньшей скоростью передний 40 и задний 43 продольные ведомые валы, а вместе с ними и передние 48 и задние 50 диски. При вращении этих дисков на их передних и задних поверхностях образуются движущиеся пограничные слои воздуха, вследствие прилипания частиц воздуха к поверхностям дисков. По закону Бернулли в движущемся потоке воздуха давление всегда меньше, чем в прилегающих неподвижных слоях. Следовательно, на передних и задних поверхностях дисков 48 и 50 создается разрежение. Причем на передних поверхностях дисков оно в два раза больше, чем на задних поверхностях, потому что площадь задней поверхности каждого из дисков в два раза меньше площади передней поверхности за счет площади каналов 49 и 51. Таким образом к передней части каждого из дисков 48 и 50 приложена сила F_п, а к задней части каждого диска приложена сила F_з в два раза меньшая. При вращении дисков 48 и 50 из пограничного слоя часть воздуха поступает в каналы 49 и 51 и создает там давление (динамическое). Силы давления F и F₁ на переднюю и заднюю стенки каналов равны и уравновешивают друг друга потому, что площади их равны и l = l₁. Силы, действующие на боковые поверхности в поперечном направлении, также равны, так как площади, на которые действуют эти силы, также равны (на чертеже не показано). Силы давления F_д на дно каждого из каналов ничем не уравновешены и по направлению совпадают с силами F_п. Равнодействующая этих сил F_р = F_п + F_д - F_з (фиг. 15). Равнодействующие силы каждого диска складываются и через передний 40 и задний 43 продольные ведомые валы приложены к корпусу 22 и стремятся сдвинуть его вперед. Таким образом при работе турбореактивного дискового двигателя общая тяга складывается из тяги, создаваемой за счет реакции, вытекающего из сопла 33 раскаленного газа и за счет разрежения, создаваемого на передних поверхностях дисков 48 и 50, а также давления на дно каждого из каналов 49 и 51 упомянутых дисков. Количество каналов в каждой из окружностей должно быть четным, иначе возникает дисбаланс, который приведет к вибрации, разрушению подшипников и выходу двигателя из строя.

После запуска и прогрева двигателей 19 и 20 производится взлет самолета и далее пилотирование его ничем не отличается от обычного самолета.

Положительный эффект изобретения: экономия топлива, уменьшение шума, повышение дальности полета и увеличение тяги двигателей.