силовая установка с отбором пограничного слоя фюзеляжа

Формула изобретения

1. Силовая установка летательного аппарата с маршевыми ТРДД, расположенными в хвостовой части фюзеляжа, отличающаяся тем, что в хвостовой части фюзеляжа установлен дополнительный выносной винтовентилятор, соединенный с маршевыми ТРДД механической или газодинамической трансмиссией, причем диаметр выносного винтовентилятора не превышает толщины пограничного слоя в месте его установки.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что выносной винтовентилятор установлен в дополнительной обечайке, образующей кольцевой воздухозаборник.

3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что мотогондолы с маршевыми ТРДД крепятся на пилонах.

4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что маршевые ТРДД расположены в мотогондолах, полуутопленных в фюзеляж, а дополнительная обечайка охватывает хвостовую часть фюзеляжа и образует кольцевой воздухозаборник сложной геометрической формы, зависящей от обводов внутренней поверхности полуутопленных мотогондол, обводов хвостовой части и закона распределения площадей поперечных сечений канала по его длине.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к авиационной технике, в частности к силовым установкам (СУ) летательных аппаратов (ЛА), расположенным в хвостовой части фюзеляжа.

В связи с мировой тенденцией увеличения цен на авиатопливо все более актуальной становится задача повышения топливной эффективности ЛА.

При моделировании работы СУ обычно рассматривается два процесса: один связан с преобразованием тепловой энергии топлива в механическую мощность, а другой с эффективностью преобразования механической мощности в тягу СУ. Эффективность первого процесса характеризуется так называемым эффективным КПД. Величина эффективного КПД зависит от термодинамических параметров СУ, технического совершенства ее узлов и полноты сгорания топлива. Процесс преобразования вырабатываемой мощности в тягу характеризуется так называемым пропульсивным КПД. Традиционным направлением повышения эффективности СУ является повышение степени двухконтурности, в результате чего увеличивается пропульсивный КПД. При этом увеличивается расход воздуха через СУ, а следовательно, и ее габариты. В результате повышается вес силовой установки, а мотогондола с повышенным диаметром увеличивает аэродинамическое сопротивление. Одной из компоновок, которая может оказаться аэродинамически целесообразной, является компоновка с размещением силовой установки в хвостовом отсеке фюзеляжа с отбором воздуха в двигатели (двигатель) из пограничного слоя фюзеляжа.

Известно, что эффективность силовой установки может быть повышена, если движитель вместо невозмущенного потока располагать в заторможенном потоке, например в следе фюзеляжа.

Существуют летательные аппараты, у которых воздушный винт располагается в хвостовой части фюзеляжа (1. Grob Gf 200:Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97 г., стр.131; 2. Israviation ST-50: Jane's all the world's aircraft eighty-seventh year of issue, 1996-97 г., стр.237). Диаметр винта у данных летательных аппаратов значительно превышает диаметр фюзеляжа, таким образом, большая часть лопастей винта находится вне пограничного слоя фюзеляжа. В таких силовых установках практически не используется преимущество расположения движителя в аэродинамическом следе за телом.

В патенте ФРГ ( № 906660, МПК B64D 33/02, 1954 г.) предложено решение задачи по снижению сопротивления воздуха при полете ЛА, при котором пограничный слой полностью или частично отсасывается и подается в воздухопотребляющее устройство (например, компрессор). На чертежах в указанном патенте изображены реактивные двигатели, расположенные не в хвостовой, а в передней части фюзеляжа или на несущих поверхностях самолета.

Известен самолет по схеме «утка», содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть фюзеляжа, и диффузор с отбором пограничного слоя фюзеляжа (патент США № 4033526, МПК В64С 15/02, 1977 г.).

Известен транспортный самолет с затупленной хвостовой частью фюзеляжа, содержащий два реактивных двигателя, встроенных в хвостовую часть, щели отсоса пограничного слоя, диффузоры и эжекторы для отвода пограничного слоя в общий поток засасываемого в двигатель воздуха (патент РФ № 2094307 С1, МПК В64С 1/00, B64D 33/02, 1997 г.).

Известен самолет по схеме «летающее крыло», в верхнюю поверхность хвостовой части фюзеляжа которого интегрированы три маршевых ТРДД. На верхней поверхности фюзеляжа находится щель для отбора пограничного слоя и раздельные воздухозаборники для вентиляторных и газогенераторных контуров, устроенные так, что в воздухозаборники газогенераторных контуров попадает только поток с минимальными потерями полного давления, а в воздухозаборники вентиляторных контуров - заторможенный поток из пограничного слоя фюзеляжа (патент США № US 2002/0134886 А1, кл. В64В 1/24, 2002).

Недостатком силовых установок вышеуказанных ЛА является то, что в отличие от предлагаемого изобретения они не компенсируют сопротивление фюзеляжа с минимальными затратами мощности.

Наиболее близкое к предлагаемому изобретению техническое решение было использовано в проекте пассажирского самолета НЕ-211, разработанного фирмой Хейнкель (ФРГ). (1. Егер С.М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.: Оборонгиз, 1964 г., стр.452; 2. Flug-Revue - № 11, 1962 г., стр.68; 3. H.D.Kohler, Bernard & Graefe Verlag, Koblenz. «Ernst Heinkel - Pionier der Schnellflugzeuge», 1983 г.; 4. Flugzeug Classic № 6, 2005г.; 5. Hobby-Jahrgang X, № 9, 1962 г.). В модели самолета HE-211 (Flugzeug Classic № 10, 2006 г.) два ТРДД (CF-700-2) располагаются внутри хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборники вентиляторных и газогенераторных контуров маршевых ТРДД выполнены раздельными. Конфигурация входного устройства вентиляторных контуров представляет собой кольцевой воздухозаборник, опоясывающий по контуру поперечное сечение фюзеляжа. Входные устройства газогенераторных контуров выполнены в виде воздухозаборников треугольной формы и расположены на передних кромках V-образного оперения. При этом в воздухозаборники газогенераторных контуров попадает только поток с минимальными потерями полного давления, а в воздухозаборники вентиляторных контуров - заторможенный поток из пограничного слоя фюзеляжа.

Проект Не-211 можно рассматривать в качестве прототипа.

Недостатком проекта Не-211 является то, что для раздельной подачи воздуха в газогенераторные и вентиляторные контуры двигателей приходится использовать специальные каналы сложной формы. В информации по проекту НЕ-211 нет сведений о выносном винтовентиляторе, расположенном в заторможенном в пограничном слое потоке и соединенном трансмиссией с маршевыми ТРДД. Такое техническое решение позволяет вывести маршевые ТРДД в свободный поток и избежать недостатка использованной в проекте Не-211 схемы силовой установки.

Задача предлагаемого изобретения заключается в повышении коэффициента полезного действия (КПД) движителя силовой установки и уменьшении вследствие этого расхода топлива.

Технический результат заключается в уменьшении потребной мощности силовой установки, необходимой для преодоления сопротивления летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что силовая установка ЛА, расположенная в хвостовой части фюзеляжа, содержит мотогондолы с маршевыми ТРДД. Дополнительно в хвостовой части фюзеляжа установлен выносной винтовентилятор, соединенный с маршевыми ТРДД с помощью механической или газодинамической трансмиссии, причем диаметр выносного винтовентилятора не превышает размера пограничного слоя в месте его установки.

Кроме того, выносной винтовентилятор может быть установлен в дополнительной обечайке, образующей кольцевой воздухозаборник. А маршевые ТРДД крепятся на пилонах либо находятся в мотогондолах, полуутопленных в фюзеляже, так чтобы в них поступал поток с минимальными потерями полного давления. Дополнительная обечайка также может охватывать хвостовую часть фюзеляжа и иметь сложную геометрическую форму, зависящую от обводов внутренней поверхности полуутопленных мотогондол, обводов хвостовой части и закона распределения площадей поперечных сечений канала по его длине.

На фигуре 1, 2 показаны изометрические изображения варианта ЛА с открытым выносным винтовентилятором 1. Конструкция ЛА содержит маршевые ТРДД 2, установленные в мотогондолах 3 на пилонах 4.

Для самолетов с большой крейсерской скоростью полета более рациональным может оказаться размещение выносного винтовентилятора 1 в дополнительной обечайке 5 небольшой длины (фигура 3).

На фигурах 4, 5, 6, 7 показаны изометрические и плоские изображения варианта ЛА и его элементов, при котором маршевые ТРДД 2 расположены в полуутопленных мотогондолах 3 по бокам хвостовой части фюзеляжа, а для подачи пограничного слоя фюзеляжа к выносному винтовентилятору применяется обечайка 5 сложной удлиненной геометрической формы, охватывающая хвостовую часть фюзеляжа.

Геометрическая форма канала, образованного такой обечайкой, формируется с учетом:

- обводов полуутопленных в хвостовую часть фюзеляжа мотогондол маршевых ТРДД;

- обводов суживающейся хвостовой части фюзеляжа;

- предполагаемого закона распределения площадей поперечных сечений канала по его длине.

Вышеуказанные обводы и закон распределения площадей формируются на начальной стадии проектирования ЛА и уточняются в процессе формирования облика СУ с учетом результатов аэродинамических испытаний.

На фигуре 7 показано, что вращение выносного винтовентилятора 1 производится от маршевых ТРДД 2 с помощью трансмиссии 6, которая присутствует во всех описанных схемах ЛА.

Предлагаемая силовая установка летательного аппарата с отбором пограничного слоя фюзеляжа работает следующим образом.

Часть тяги силовой установки создается выносным винтовентилятором, на который поступает набегающий поток, заторможенный в пограничном слое фюзеляжа. Разгон заторможенного в пограничном слое потока до скорости полета самолета происходит в результате вращения выносного винтовентилятора, на вал которого посредством газодинамической или механической трансмиссии подается крутящий момент от маршевых ТРДД. Если мощность, передаваемая к выносному винтовентилятору, будет достаточна для разгона, то будет компенсировано сопротивление фюзеляжа с минимальными затратами мощности. Тяга, создаваемая маршевыми двигателями, будет преодолевать только оставшееся сопротивление самолета, т.е. сопротивление самолета без сопротивления фюзеляжа. При этом диаметр выносного винтовентилятора следует выбирать так, чтобы концевые сечения его лопаток не выходили за пределы пограничного слоя. Толщина пограничного слоя фюзеляжа в зоне расположения выносного винтовентилятора определяется на начальной стадии проектирования ЛА расчетным методом и уточняется в дальнейшем в процессе аэродинамических испытаний. Вращение выносного винтовентилятора начинается с запуском маршевых ТРДД и продолжается в течение всего времени полета.

Для оценки эффекта от погружения двигателя в пограничный слой фюзеляжа в ЦАГИ был проведен ряд экспериментальных исследований.

Для подтверждения того, что эффективность силовой установки может быть повышена, если движитель вместо невозмущенного потока располагать в заторможенном потоке, например в следе фюзеляжа, было проведено исследование влияния вязкого торможения потока перед движителем на его аэродинамическую эффективность. Испытания проводились в ЦАГИ в дозвуковой аэродинамической трубе (АДТ). Движитель (воздушный винт) устанавливался за сетками различной густоты, более густые сетки создавали за собой поток с большей степенью торможения. Сравнения результатов испытаний винта показали, что, чем большая степень торможения реализуется в потоке за сеткой в зоне расположения винта, с тем меньшими затратами мощности достигается тяга винта Т_в. На фигуре 8 дано сравнение значений КПД изолированного винта (винт без сетки) и винта, установленного за сеткой наибольшей густоты, создающей 40%-ное торможение потока в зоне размещения винта. Максимальные значения КПД изолированного винта при углах установки лопасти в диапазоне 30°-40° составляют ~0,8, в то время как для случая винта, расположенного за сеткой, соотношение (T_вV )/N_в, где V - скорость полета, N_в - мощность винта, достигает значения ~1,3. Это является следствием того, что винт, расходуя мощность N_в, разгоняет поток, возвращая ему механическую энергию, потерянную при обтекании установленного впереди тела, которая в принципе не может превышать мощность T_вV . Поэтому данное соотношение корректнее в данном случае называть коэффициентом восстановления потерянного импульса.

Также в ЦАГИ в дозвуковой АДТ были проведены экспериментальные исследования аэродинамической интерференции модели фюзеляжа с установленным в хвостовой части движителем. Габариты фюзеляжа и толкающего винта в экспериментальной модели были выбраны так, чтобы большая часть винта, установленного в хвостовой части фюзеляжа, находилась в пограничном слое набегающего потока. Результаты эксперимента показали, что при расположении винта в системе с фюзеляжем при толкающей схеме для компенсации сопротивления фюзеляжа требуется на ~20% меньшая мощность по сравнению с изолированным винтом (фигура 9). Полученный в эксперименте эффект является следствием положительной аэродинамической интерференции и показывает энергетические выгоды расположения движителя в аэродинамическом следе за телом.

Для варианта выносного винтовентилятора, показанного на фигурах 4 и 5, в ЦАГИ была изготовлена модель для гидротрубы. Визуализация течения показала, что при работающем винте практически весь пограничный слой попадал в кольцевой воздухозаборник (обечайку выносного винтовентилятора), что свидетельствует о возможности реализации в данной схеме силовой установки отбора пограничного слоя фюзеляжа с помощью выносного винтовентилятора.