способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличающийся тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне =90°...135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°...60°.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиации, в частности к способу создания обратной тяги авиационного газотурбинного двигателя.

Известен способ создания обратной тяги авиационных газотурбинных двигателей, при котором в реверсивных устройствах обратная тяга создается за счет кинетической энергии газового потока, который разворачивается и направляется в сторону движения самолета. Примерами такого способа создания обратной тяги являются реверсивные устройства решетчатого типа, в которых установлены отклоняющие решетки, закрытые со стороны проточной части створками. Причем створки в положении реверса устанавливают как под углом 90° к оси двигателя ("Руководство по технической эксплуатации двигателя ПС-90А", 94-00-807 РЭ, книга 1, раздел 072.80.00, с.1-16, 1990 г.), так под углом, превышающим 90° ("Руководство по технической эксплуатации двигателя НК-8-2У", часть вторая, глава 78-31-00, с.1-4, 1973 г., Шляхтенко СМ. "Теория и расчет реактивных двигателей", Москва, Машиностроение, 1987, с.181-183).

При существующем способе создания обратной тяги основной поворот газового потока производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. Реверсивное устройство (фиг.1 и 2) содержит створки 1 и отклоняющие решетки 2. Створки 1 в режиме прямой тяги закрывают внутреннюю поверхность отклоняющих решеток и не препятствуют выходу газового потока 3 через сопло 4. В положении реверса тяги створки 1 разворачивают газовый поток 3 и направляют его на отклоняющие решетки 2. При такой работе реверсивного устройства (фиг.1 и 2) основной поворот газового потока производится створками. Поворот газового потока створками производится на угол, равный или больший 90, при этом часть энергии потока тратится на торможение вблизи створок (кинетическая энергия потока переходит в потенциальную), а затем на разгон на отклоняющих решетках 2 (потенциальная энергия потока переходит обратно в кинетическую). При этом входные кромки лопаток решеток установлены под малыми углами атаки к газовому потоку (угол атаки близок к нулю).

К основному недостатку данного способа можно отнести снижение эффективности реверсирования двигателя вследствие того, что основной поворот газового потока в реверсивном устройстве производится створками, перекрывающими проточную часть двигателя. При этом отклоняющие решетки отклоняют газовый поток лишь на незначительный угол.

В связи с этим к недостаткам данного способа можно отнести:

- значительные потери энергии газового потока при его повороте на большой угол створками реверсивного устройства. Потери энергии происходят при торможении газового потока перед створками (переход части кинетической энергии газового потока в потенциальную энергию) и при последующем разгоне газового потока в отклоняющих решетках (переход потенциальной энергии газового потока в кинетическую энергию);

- снижение, вследствие потерь, скорости газового потока в отклоняющих решетках реверсивного устройства и, следовательно, снижение эффективности работы реверсивного устройства;

- использование отклоняющих решеток (при малых, близких к нулю, углах установки передних кромок лопаток отклоняющих решеток к газовому потоку) лишь для стабилизации газового потока на выходе из реверсивного устройства.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности работы реверса тяги и защищенности двигателя от заброса посторонних предметов с поверхности аэродрома за счет повышения эффективности работы отклоняющих решеток.

Поставленная задача достигается тем, что для каждого типа самолета:

- для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель;

- для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах =90°...135°;

- полученное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки;

- при заданной кривизне лопаток (f=0...0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки;

- по полученным параметрам отклоняющей решетки (углы установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизна лопаток) определяют угол установки створок таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°...60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

Техническая сущность существующего способа создания обратной тяги заключается в следующем. Эффективность работы реверса тяги определяется двумя величинами: величиной обратной тяги и диапазоном скоростей пробега самолета, в котором используется реверс тяги. Реверс тяги может использоваться с момента касания самолета поверхности аэродрома до скорости пробега, на которой начинается заброс реверсивных струй и посторонних предметов на вход в двигатель, что может привести к повреждению двигателя. Чем выше значение обратной тяги, тем на большей скорости пробега наблюдается заброс реверсивных струй на вход в двигатель и тем на большей скорости пробега необходимо выключать реверс тяги. При создании обратной тяги за счет кинетической энергии газового потока, который разворачивается и направляется в сторону движения самолета, величина обратной тяги определяется углом поворота реверсивной струи и скоростью истечения газового потока (режимом работы двигателя). Максимальный угол поворота реверсивной струи ограничен углом порядка 135°. Увеличение угла поворота реверсивной струи приводит к «прилипанию» струи к поверхности мотогондолы и попаданию ее в двигатель, что может вызвать неустойчивую работу двигателя ("Аэродинамика самолета ТУ-154", М., "Транспорт", 1977). Уменьшение угла поворота реверсивной струи приводит к уменьшению величины обратной тяги. Поворот потока в реверсивном устройстве при данном способе производится, в основном, створками, перекрывающими проточную часть двигателя, и которые устанавливают как под углом 90° к оси двигателя, так под углом, превышающим 90°.

Способ создания обратной тяги представлен на фиг.1 и на фиг.2, на которых показана схема работы реверсивного устройства двигателей НК-8-2У и ПС-90А соответственно, на фиг.3 представлен предлагаемый способ создания обратной тяги, на фиг.4 - зависимость коэффициента подъемной силы отклоняющей решетки реверсивного устройства от угла атаки газового потока, притекающего к решетке ("Решетчатые крылья", ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, с.100, 1961).

Предлагаемый способ создания обратной тяги (фиг.3) заключается в следующем.

Для обеспечения потребной длины пробега типа самолета задают требуемую величину обратной тяги и значение диапазона скоростей пробега самолета с применением реверса тяги с момента включения реверса тяги до момента начала попадания реверсивных струй на вход в двигатель. Для увеличения эффективности работы реверса тяги определяют необходимый диапазон скоростей пробега самолета с применением обратной тяги требуемой величины, для чего уточняют скорость пробега самолета, на которой происходит начало попадания реверсивных струй на вход в двигатель, для чего выбирают необходимый угол поворота реверсивной струи в пределах =90°...135°. Данное значение угла поворота реверсивной струи определяет угол установки задних кромок лопаток отклоняющей решетки 5 ( _зад= ). При заданной кривизне лопаток (f=0..0,3) определяют угол установки передних кромок лопаток отклоняющей решетки _пер

_пер= _зад- ,

где - разница углов установки передних и задних кромок лопаток решетки реверсивного устройства

=arctg2f,

где - относительная кривизна лопатки,

f _макс - максимальный прогиб лопатки,

b - хорда лопатки.

По полученным параметрам отклоняющей решетки (углам установки передних и задних кромок лопаток, а также кривизне лопаток) определяют угол установки створок 1 таким образом, чтобы плоскость входных кромок лопаток отклоняющей решетки 5 составлял с плоскостью створок угол =20...60°, что обеспечивает требуемую величину подъемной силы отклоняющей решетки.

Таким образом, способ создания обратной тяги газотурбинного двигателя, заключающийся в повороте реверсивных струй в реверсивном устройстве посредством створок и отклоняющей решетки, отличается тем, что лопатки отклоняющей решетки устанавливают с углом задних кромок, равным углу поворота реверсивных струй в диапазоне =90°...135°, а створки устанавливают так, чтобы плоскость входных кромок отклоняющей решетки составляла с плоскостью створок угол =20°...60°.

Аэродинамические характеристики отклоняющей решетки (несущие свойства) при этом выше, чем аэродинамические характеристики обычных крыльев с различной величиной удлинения крыла. Из фиг.4 видно, что для отклоняющей решетки наблюдается существенное увеличение коэффициента подъемной силы Су в области больших углов атаки.