система всасывания для отсоса пограничного слоя

Формула изобретения

1. Система всасывания для отсоса пограничного слоя на самолете, на внешней оболочке несущей конструкции которого имеются поверхности всасывания в зонах критического движения потока, при этом система всасывания включает: по меньшей мере, один воздушно-реактивный двухконтурный двигатель (1) с внутренним (К) и внешним (М) контурами, и основным потоком (Н), который используется для получения силы всасывания, необходимой для отсоса пограничного слоя, компрессор высокого давления (11) с зоной высокого давления (Р), которая находится в зоне внутреннего контура (К); отводную линию (10); турбонагнетательный агрегат (2) с турбиной (20) и компрессором (24); при этом отводная линия (10), предназначенная для отведения воздуха из зоны компрессора (11) высокого давления в двухконтурном двигателе и для привода турбины (20) турбонагнетательного агрегата (2) отводимым воздухом, компрессор (24) служит для создания силы всасывания, необходимой для отсоса пограничного слоя; и при этом линия нагнетания (25) компрессора (24) турбонагнетательного агрегата (2) открывается в основной поток (Н) двухконтурного двигателя (1) в зоне низкого давления (U).

2. Система всасывания для отсоса пограничного слоя по п.1, в которой отводная линия отводит воздух из зоны компрессора высокого давления в двухконтурном двигателе с внутренним и внешним контурами.

3. Система всасывания для отсоса пограничного слоя по п.1 или 2, в которой линия нагнетания компрессора турбонагнетательного агрегата открывается в основной поток двигателя в зоне низкого давления.

4. Система всасывания для отсоса пограничного слоя по п.1, в которой использовано несколько турбонагнетательных агрегатов меньшей мощности, которые размещаются в зоне подвески двигателя и/или его обтекателя.

5. Система всасывания для отсоса пограничного слоя по п.1, в которой турбонагнетательный агрегат имеет одновальную конструкцию.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к системам всасывания для отсоса пограничного слоя на самолете, на внешней оболочке несущей конструкции которого имеются поверхности всасывания в зонах критического обтекания, и используется по меньшей мере один воздушно-реактивный двигатель, обеспечивающий всасывание, необходимое для отсоса пограничного слоя.

Система всасывания указанного типа описана в документе DE 19820097 C2. Сила всасывания, необходимая для отсоса пограничного слоя, обеспечивается в этой системе эжекторным насосом, установленным в основном потоке двигателя. Такая система всасывания имеет то преимущество, что сила всасывания для отсоса пограничного слоя создается в ней без использования движущихся частей, и, соответственно, она имеет высокую надежность. Однако существенным недостатком этой системы всасывания является значительная потеря мощности из-за того, что эжекторный насос размещается в основном потоке двигателя. При этом нельзя избежать потерь мощности и в том случае, когда система всасывания не используется.

Целью настоящего изобретения является создание системы всасывания для отсоса пограничного слоя, которая обладает высокой эффективностью преобразования энергии и отличается отсутствием потерь мощности в режимах работы, когда система всасывания не используется.

Эта цель достигается в предлагаемой в изобретении системе всасывания, предназначенной для отсоса пограничного слоя, путем отбора воздуха из зоны высокого давления двигателя с помощью ответвления (или отводной линии) от трубопровода, и затем этот воздух используется для привода турбины турбонагнетательного агрегата, компрессор (или эжекторный насос) которого создает силу всасывания, необходимую для отсоса пограничного слоя.

Предлагаемая в изобретении система всасывания обеспечивает достижение вышеуказанной цели за счет того, что турбонагнетательный агрегат обладает высокой эффективностью преобразования энергии, и подсоединение отводной линии для отвода воздуха, отбираемого от двигателя, может быть выполнено таким образом, что мощность двигателя не будет теряться, когда отводная линия перекрыта.

В двухконтурном двигателе, в котором имеется внутренний и наружный контуры, выгодно отбирать воздух из зоны компрессора высокого давления, поскольку при этом становится возможным обеспечивать максимально возможную мощность для турбонагнетательного агрегата.

В соответствии с другим вариантом реализации изобретения линия нагнетания компрессора (или эжекторного насоса) турбонагнетательного агрегата выходит в основной поток двигателя в зоне низкого давления. Такая конструкция способствует поддержанию перепада давлений между системой каналов всасывания, предназначенной для отсоса пограничного слоя, и выходом линии нагнетания, то есть перепада давлений, который должен преодолеваться компрессором турбонагнетательного агрегата, как можно более низким для того, чтобы сила всасывания, создаваемая компрессором, могла быть использована самым оптимальным образом.

В другом предпочтительном варианте реализации изобретения вместо одного высокопроизводительного турбонагнетательного агрегата используется несколько турбонагнетательных агрегатов малой мощности, которые размещаются в зоне подвески двигателя и/или его обтекателя. Достоинство такого варианта заключается в том, что для турбины турбонагнетательного агрегата могут быть использованы короткие линии нагнетания и всасывания так, что потери давления и тепла могут быть сравнительно невысокими.

Также предпочтительным является использование одновальной конфигурации турбонагнетательного агрегата, поскольку части современных агрегатов подобного типа имеют простую конструкцию, и поэтому их производство является сравнительно дешевым.

Вариант реализации изобретения описывается ниже со ссылками на прилагаемые фигуры. На фигурах показано:

Фигура 1 - вид крыла летательного аппарата с поверхностями всасывания для отсоса пограничного слоя, а также двигателя летательного аппарата, размещенными под этим крылом.

Фигура 2 - схематический вид поперечного сечения двигателя летательного аппарата, представленного на фигуре 1, с предлагаемой в изобретении системой всасывания для отсоса пограничного слоя.

На фигуре 1 представлен пример конструкции летательного аппарата, внешняя обшивка которого содержит поверхности всасывания в зонах критического обтекания, а именно крыла 4 летательного аппарата, которое снабжено поверхностями 41, 42 всасывания. Двигатель 1 установлен на крыле 4 летательного аппарата с помощью соответствующей подвески 12 двигателя. Линия 23 всасывания для отсоса пограничного слоя через поверхности 41, 42 всасывания проходит от крыла 4 к зоне двигателя 1, которая обозначена ссылочной позицией Z. В этой зоне Z размещается предлагаемая в изобретении система всасывания для отсоса пограничного слоя. Необходимо иметь в виду, что обтекатель двигателя также может быть снабжен вышеупомянутыми поверхностями всасывания для отсоса пограничного слоя.

На фигуре 2 представлен схематический вид сечения, проходящего через зону Z двигателя летательного аппарата. Двигатель летательного аппарата в целом обозначен ссылочным номером 1. Этот двигатель имеет так называемую двухконтурную конфигурацию, в которой основной поток Н после так называемого вентилятора с передним расположением разделяется на поток К внутреннего контура и поток М наружного контура. Поток К внутреннего контура выходит из сопла двигателя через компрессор 11 высокого давления и турбину высокого давления. Зона высокого давления возле компрессора 11 высокого давления обозначена ссылочной позицией Р. В этой зоне к двигателю 1 подсоединена отводная линия 10 для отвода отбираемого воздуха высокого давления. Отводная линия 10 проходит в турбонагнетательный агрегат 2. Турбонагнетательный агрегат имеет одновальную конструкцию, которая содержит турбину 20 и компрессор (эжекторный насос) 24. Отбираемый воздух, который отводится от компрессора 11 высокого давления, вращает турбину 20 и затем возвращается в основной поток Н двигателя 1 через выпускную линию 21. Компрессор 24 турбонагнетательного агрегата 2, который приводится турбиной 20, направляет воздух из линии 23 всасывания в основной поток Н двигателя 1 по линии 25 нагнетания, и при этом линия 25 нагнетания выходит в основной поток Н двигателя в зоне U низкого статического давления.

Вместо одного высокопроизводительного турбонагнетательного агрегата 2 можно использовать несколько менее мощных турбонагнетательных агрегатов, которые легче разместить в нужном месте. Такие менее мощные турбонагнетательные агрегаты обозначены ссылочными позициями 2а и 2b и показаны на фигуре 2 пунктирными линиями. Достоинством использования турбонагнетательных агрегатов меньшей мощности являются лучшие возможности по их размещению в подвеске 12 двигателя или в его обтекателе, как показано на фигуре 2.

Также следует иметь в виду, что ссылочные обозначения в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничивающие ее объем.

Перечень ссылочных обозначений

1 - двигатель летательного аппарата;

2 - турбонагнетательный агрегат;

2а - турбонагнетательный агрегат малой мощности;

2b - турбонагнетательный агрегат малой мощности;

4 - крыло;

41 - поверхность всасывания крыла 4;

42 - поверхность всасывания крыла 4;

10 - отводная линия;

11 - компрессор высокого давления;

12 - подвеска двигателя;

20 - турбина;

21 - выпускная линия;

23 - всасывающая линия;

24 - компрессор (эжекторный насос);

25 - линия нагнетания компрессора 24;

Н - основной поток;

К - внутренний контур;

М - внешний контур;

Р - зона высокого давления;

U - зона низкого давления;

Z - зона двигателя 1 с системой всасывания для отсоса пограничного слоя.