способ получения газа для обдува поверхностей летательного аппарата и парогенератор

Формула изобретения

1. Парогенератор, предназначенный для обдува паром по меньшей мере одной поверхности летательного аппарата, отличающийся тем, что в его состав входят соединенные магистралями: бак с водой, который поддавливается газом, например от компрессора, первый электроклапан, первый обратный клапан, дроссель и рубашка с замкнутым объемом, располагающаяся на внешней поверхности двигателя в наиболее нагретом месте и являющаяся местом испарения воды из бака, причем упомянутая рубашка предназначена для подачи пара к соплам обдува соответствующих поверхностей летательного аппарата, например закрылков, через второй обратный клапан, бачок небольшой емкости и предохранительный клапан, при этом имеется второй электроклапан и третий обратный клапан для отбора газа от компрессора и обдува каждой соответствующей поверхности летательного аппарата.

2. Способ получения газа для обдува поверхности летательного аппарата с целью увеличения коэффициента подъемной силы, отличающийся тем, что используют парогенератор по п.1.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и позволяет повысить подъемную силу несущих плоскостей летательных аппаратов.

Известен способ увеличения коэффициента подъемной силы C_y, а через него и самой подъемной силы Y, заключающийся в сдуве пограничного слоя [1]. При выдуве газа, например на закрылках, угол отклонения последних увеличивается (по сравнению с углом отклонения без сдува пограничного слоя), а C_y возрастает в 1,5-2 раза. Из этого следует, что, при прочих равных параметрах, за счет увеличения C_y можно увеличить во столько же раз грузоподъемность самолета. Газ для сдува пограничного слоя поступает от вспомогательного источника, в частности от компрессора двигателя, что уменьшает тягу двигателя, или же вспомогательного турбореактивного двигателя (ТРД), когда увеличивается масса конструкции и увеличивается расход топлива на полет летательного аппарата (ЛА). Поэтому перечисленные выше способы получения газа для обдува поверхностей ЛА являются их недостатками.

Известно [2], что при больших углах отклонения закрылка на его верхней поверхности начинается срыв потока, и рост коэффициента подъемной силы C_y замедляется. Эффективным способом борьбы со срывом потока на закрылке является управление пограничным слоем (УПС), заключающийся в принудительном увеличении скорости частиц воздуха в пограничном слое путем его сдува, когда струя газа, отбираемого от двигателя, через узкую щель выдувается на верхнюю поверхность закрылка. При этом коэффициент C_y возрастает за счет увеличения угла отклонения закрылка, а срыв потока затягивается на большие углы отклонения закрылка. Но опять же недостатком здесь является отбор газа от двигателя (из воздухозаборника, сопла и т.п.), что уменьшает тягу двигателя.

Наиболее близким к предлагаемому способу получения газов для обдува поверхностей ЛА является сочетание нескольких способов, а именно [3]: забор газа из камеры сгорания двигателя; производство газа дополнительным газогенератором; забор газа из реактивного сопла. Недостатком этих способов является уменьшение тяги двигателя и увеличение массы конструкции самолета. Известно [4], что тяга двигателя P определяется по формуле:

где - секундная масса воздуха, входящего в двигатель;

G_в - масса воздуха;

g - ускорение свободного падения;

₄, _н - давление газа соответственно в сопле двигателя и атмосферное давление вокруг ЛА;

C₄ - скорость газового потока в сопле двигателя;

V - скорость движения (полета) ЛА;

F₄ - площадь поперечного сечения сопла двигателя;

- секундная масса газа, выходящего из двигателя;

G - масса образующихся газов.

Из формулы видно, что если забирается газ из воздухозаборника, то уменьшается G _B, если же газ забирается из камеры сгорания или из сопла, то уменьшается . И во всех случаях тяга двигателя P будет уменьшаться. А уменьшение тяги двигателя приводит к увеличению длины разбега [может и взлетно-посадочной полосы (ВПП) не хватить]. Длина разбега L_рб определяется по формуле [2]:

где G - сила тяжести самолета;

- плотность воздуха;

C_уотр. - коэффициент подъемной силы при отрыве самолета от ВПП;

S - площадь крыла;

X - сила лобового сопротивления ЛА;

f - среднее ускорение при движении ЛА по ВПП.

Знак «ср» означает среднее значение.

Из этой формулы видно, что чем меньше значение тяги двигателя P, тем больше длина разбега.

С другой стороны, в момент отрыва самолета от ВПП (или грунта) подъемная сила Y должна равняться силе тяжести самолета G. Сила тяжести самолета определяется силой тяжести его конструкции, топлива и груза. Силу тяжести конструкции и топлива при полной заправке изменить нельзя. А вот величина груза (грузоподъемность) будет зависеть от величины подъемной силы Y: чем больше подъемная сила при отрыве самолета, тем больше будет грузоподъемность самолета. Самый тяжелый момент для самолета, определяющий его грузоподъемность, является момент отрыва самолета, когда подъемная сила должна уравновешивать всю силу тяжести самолета. В следующие моменты полета, после отрыва самолета, подъемная сила может быть меньше, чем при отрыве, т.к. вырабатывается топливо и сила тяжести самолета уменьшается.

Отсюда и следует, что максимальная грузоподъемность самолета определяется максимально возможной подъемной силой Y_отр в момент отрыва самолета, которая определяется по формуле [2]:

Здесь G_отр. - сила тяжести самолета в момент отрыва;

C_{y отр}. - коэффициент подъемной силы в момент отрыва;

- плотность окружающего воздуха;

V _отр. - скорость движения самолета в момент отрыва;

S - площадь крыла.

Из формулы (3) видно, что чем больше C_{y отр.}, тем больше величина подъемной силы, тем выше грузоподъемность самолета. Поэтому для увеличения C _{у отр} применяют различные способы, в частности закрылки, отклоняемые на максимальный угол, при котором коэффициент подъемной силы становится равным максимальному значению C_{y макс.} Если же еще увеличить угол отклонения закрылка, то произойдет срыв потока, а увеличения C_y (больше C_{y макс.} ) не будет. Однако, как указывалось выше, если обдувать верхнюю поверхность закрылка от дополнительного источника газа (осуществлять сдув пограничного слоя), то срыв воздушного потока затягивается на большие углы отклонения закрылка, а следовательно, увеличивается коэффициент подъемной силы C_y до значений больше C _{y макс.} (C_{y отр.} получается больше C_{y макс.} ). В формуле (3) на величину подъемной силы влияет скорость движения самолета в момент отрыва V_отр.: чем она больше, тем больше Y_отр.. В свою очередь из механики известно, что

где V₀ - начальная скорость движения самолета (она равна нулю);

j_ср. - среднее ускорение движения самолета при разбеге;

t_рб. - время разбега.

Получается, что V_отр.=j_ср.·t_рб.

Однако [2]:

Здесь X - сила лобового сопротивления;

F - сила трения шасси о ВПП;

m - масса самолета.

Из формулы (5) видно, что чем меньше тяга двигателя Р самолета, тем меньше среднее ускорение j _ср. разбеге. А следовательно, за то же время разбега t _рб. скорость отрыва V_отр. будет меньше, чем при условии, когда тяга двигателя не уменьшается за счет отбора газа от него на обдув поверхностей крыла, что приводит к уменьшению подъемной силы через время t_рб., т.е. чтобы обеспечить подъемную силу с отбором газа от двигателя на обдув, равную подъемной силе без отбора газа, требуется увеличивать время разбега t _рб. до достижения скорости V_отр. А это возможно при увеличении длины разбега (увеличении длины взлетно-посадочной полосы), что ухудшает взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата. Поэтому желательно не уменьшать тягу двигателя летательного аппарата отбором газа от него, но одновременно обеспечивать обдув поверхностей крыла газом для увеличения коэффициента C_y , а через него - подъемной силы самолета.

Технической задачей изобретения является разработка способа получения газа для обдува поверхностей летательного аппарата с целью увеличения его подъемной силы на взлете, а тем самым - увеличения грузоподъемности.

Технический результат изобретения достигается тем, что в способе получения газа для обдува поверхностей летательного аппарата используется тепловая энергия двигательной установки, обеспечивающая превращение воды в пар, который и обдувает требуемые поверхности самолета. Некоторые внешние поверхности двигателей летательных аппаратов (ЛА) нагреваются до нескольких сот градусов по Цельсию, и тепловая энергия от них уносится воздушным потоком в пространство, т.е. не используется. Вот эту энергию авторы и предлагают использовать для образования водяного пара.

На внешнюю поверхность двигателей ЛА, где наибольшая температура, подается вода, которая при соприкосновении с этой поверхностью превращается в пар, и по трубопроводу этот пар поступает к требуемой поверхности ЛА и выдувается на нее, например на верхнюю поверхность закрылков.

Заявляемый способ реализуется в парогенераторе, который содержит бак с водой (бак заправляется перед каждым вылетом) и рубашку на двигателе. Бак трубопроводом связан с рубашкой, а рубашка - с поверхностью обдува. Вода из бака поступает в рубашку, где, попадая на поверхность с высокой температурой, испаряется, и образовавшийся пар поступает к поверхностям обдува, выдуваясь на них через щели.

Новыми признаками, обладающими существенными отличиями по способу, являются:

1. Использование тепловой энергии двигательной установки для получения газа.

2. Использование воды для получения газа.

3. Использование пара в качестве газа для обдува поверхностей ЛА. Существенными отличительными признаками по устройству являются:

- наличие бака для воды;

- наличие рубашки на внешней поверхности двигателей ЛА.

Использование новых признаков, в совокупности с известными, и новых связей между ними обеспечивают достижение технического результата изобретения, а именно увеличение грузоподъемности ЛА без изменения его взлетно- посадочных характеристик.

Изобретение поясняется чертежом, на котором приведена схема использования предлагаемого способа получения газа для обдува поверхностей ЛА и структурная схема парогенератора.

В предлагаемом способе используется источник тепловой энергии, в частности двигатель ЛА, который в районе камер сгорания облегается рубашкой 6 с внешней стороны. В рубашку поступает вода из бака 5. В рубашке вода, при соприкосновении с внешней поверхностью двигателя, превращается в пар и по трубопроводам поступает к местам обдува поверхностей ЛА, например носка и закрылка крыла 7.

Парогенератор содержит бак для воды 5, электроклапан 4, переключатель B, обратные клапаны 3, рубашку 6 с внешней стороны двигателя в районе камер сгорания (наиболее нагретая поверхность двигателя), бачок 2, предохранительный клапан 1, крыло 7, дроссель 9, электроклапан 10 со своим обратным клапаном.

Парогенератор работает следующим образом. Вода в необходимых количествах заливается в бак 5. Это делается перед каждым вылетом ЛА. Вода является дешевым и широко распространенным на Земле веществом. Из бака 5 по трубопроводу вода доходит до электроклапана 4, который, при выключенном переключателе «B», закрыт, Когда летчик переключателем «B» замыкает электрическую цепь электроклапана 4, то последний открывается, и вода через обратный клапан 3 и дроссель 9 поступает в рубашку 6, облегающую корпус камер сгорания двигателя ЛА (можно и в другом месте двигателя, где высокая температура поверхности). Так как поверхность корпуса двигателя под рубашкой 6 имеет высокую температуру (несколько сот градусов), то вода быстро испаряется и по трубопроводу, через второй обратный клапан 3, поступает в бачок 2 небольшой емкости и далее перетекает к предохранительному клапану 1, который открывается при достижении определенного давления _кл.. Пока давление пара в бачке 2 меньше этого давления, то клапан закрыт. Определенный уровень давления _кл. необходим для того, чтобы накопить достаточную энергию объему пара в бачке 2 для ускорения пограничного слоя в месте выдува пара. Как только давление пара станет больше величины _кл., предохранительный клапан открывается и пар по трубопроводу поступает к плоскостям крыла самолета 7 и выдувается через щели в соответствующих местах, например в районе носка крыла и на верхнюю поверхность закрылка (как показано на чертеже).

При образовании пара в рубашке 6 создается противодавление впрыскиванию воды. Поэтому, чтобы вода постоянно поступала в рубашку при открытом клапане 4, создается поддавливание бака 5 с водой давлением _б, например от компрессора (как показано на чертеже). Так как бак 5 закрывается герметично, то расхода поддавливающего воздуха не будет, а следовательно, тяга двигателя из-за отбора воздуха не будет уменьшаться.

Давление _б должно быть больше давления _кл., так как из-за противодавления пара обратный клапан 3, стоящий в магистрали после клапана 4, не откроется и не пропустит через себя воду. Дроссель 9 обеспечивает протекание требуемой массы воды через трубопровод в направлении от бака 5 к рубашке 6, чтобы не происходило чрезмерного образования пара. Включать парогенератор в работу целесообразно, по мнению авторов, в конце первого этапа разбега, когда движение самолета происходит на трех опорах (переднее колесо еще не поднято) (если другая схема шасси на самолете, то на первом участке разбега переднее колесо опущено). Первый этап разбега заканчивается на скорости, примерно равной 0,5 V_отр., т.е. если, например, скорость отрыва V_отр. равна 250 км/ч, то поднятие носового колеса происходит на скорости ~120 км/час. В момент отрыва носового колеса и включается в работу парогенератор. За счет инерционности системы обдув поверхностей крыла начнется с некоторым запаздыванием, но на скорости, меньшей скорости отрыва. Такой момент включения в работу парогенератора уменьшает объем воды, заливаемой в бак 5, что позволяет не увеличивать заметно массу парогенератора. Но в то же время отрезок пути на 2-м этапе разбега с работающей системой обдува поверхностей паром позволяет увеличить подъемную силу самолета, т.е. его грузоподъемность. Закрылки (если обдуваются они) на первом участке разбега (до поднятия носового колеса) выпускаются на малый угол (посадочное положение) или вообще не выпускаются, для уменьшения лобового сопротивления, что сокращает дистанцию набора скорости до поднятия носового колеса.

В момент поднятия носового колеса закрылки начитают выпускаться до максимально-возможного угла (с учетом того, что срыва потока не будет с включенной системой управления пограничным слоем, УПС). Этот угол, когда работает система УПС, будет больше, чем без УПС, что и обеспечивает больший коэффициент подъемной силы C_y, а следовательно, и подъемную силу У, т.е. грузоподъемность. Дроссель 9 пропускает через себя определенную массу воды, равную требуемой массе пара на УПС. Например, для самолета СУ-15 требовалось 5 кг газа в секунду [5]. Так как взлет занимает, например, для самолета МИГ-23 примерно 20 с, то необходимо иметь на борту ЛА массу воды, достаточную для парообразования в течение хотя бы половины этого времени, т.е. 10 секунд. Если, например, требуется в 1 секунду 10 кг пара (вдвое больше, чем для самолета СУ-15), то в течение 10 секунд будет израсходовано 100 кг воды. Возьмем неучтенные расходы воды на переходные режимы и т.п. в 2 раза больше, т.е. 200 кг воды.

Намного ли увеличится масса самолета при использовании предлагаемой УПС?

Конструкцию предлагаемой системы УПС грубо оцениваем в 100 кг (легкие сплавы дадут меньшую массу). С учетом массы воды получается прирост взлетной массы самолета на 300 кг. Получается, что большого увеличения массы самолета при установке данной системы на самолет не предвидится, т.к. все элементы, составляющие систему, легкие, а вода расходуется на взлете. Увеличение массы самолета при установке на нем предлагаемой системы УПС будет, в основном, определяться массой заправляемой воды. Если считать, что C_y при работающей системе УПС увеличивается хотя бы на 10% по сравнению с положением, когда нет УПС. Подъемная сила У самолета при отрыве определяется по формуле:

Определим, насколько изменится грузоподъемность самолета при использовании предлагаемой системы УПС.

Обозначим: У₁ C_y1, G₁ - соответственно подъемная сила, коэффициент подъемной силы и грузоподъемность ЛА при отсутствии на нем системы УПС. Считаем, что отрыв самолета происходит на одной и той же скорости V_отр.. У ₂, C_y2, G₂ - соответственно подъемная сила, коэффициент подъемной силы и грузоподъемность ЛА с использованием системы УПС.

Тогда:

Су₂=1,1·Су₁ (больше на 10%).

Тогда:

Т.е. У₂=1,1 У₁. Но У₂=G₂; У₁=G₁. Получается G₂=1,1 G₁, т.е. грузоподъемность самолета увеличивается на 10% (при предположении увеличения C_y на 10%).

Например, самолет, ИЛ-76 имеет на взлете массу 150 т [6]. Если считать, что такая масса уравновешивается подъемной силой У1 при скорости отрыва V_отр., то при использовании системы УПС масса самолета увеличится на 10% (Cy ₂=1,1 Cy₁), т.е. станет равной 165 т (увеличение на 15 т). Поэтому 300 кг системы УПС, увеличивающей настолько грузоподъемность самолета, является эффективным средством.

Если же масса ЛА равна 15 т на взлете, то использование системы УПС, увеличивающей Cy на 10%, дает увеличение грузоподъемности на 1,5 т (300 кг из них составляют 20%). Таким образом, использование паровой системы УПС дает значительное увеличение грузоподъемности ЛА.

Наиболее оптимальным вариантом является комбинированная система УПС, сочетающая паровую систему, описанную выше, и систему традиционную, использующую воздух компрессора двигателя (пример - самолет СУ-15).

На чертеже показан электроклапан 10 с обратным клапаном и магистралью от компрессора. Электроклапан 10 может быть включен только тогда, когда выключен электроклапан 4, и наоборот. Но выключенными и могут быть оба электроклапана.

Паровая система УПС работает только на взлете, не уменьшая тяговых характеристик двигателя. Запас воды в баке 5 рассчитывается так, что паровая система работает несколько секунд после взлета, чтобы достигнуть уже в воздухе скорости, при которой подъемная сила была бы достаточна для удержания ЛА в воздухе с выключенной системой УПС. Когда вода в баке 5 заканчивается, то электроклапан 4 выключается или автоматически, или выключателем «В». Если электроклапан 4 не выключить, то тогда воздух, идущий от компрессора на наддув бака 5 (создающий давление P _б), будет поступать через электроклапан 4, обратный клапан 3 и дроссель 9 в рубашку 6, а из нее через обратный клапан 3, бачок 2, предохранительный клапан 1 - на обдув поверхностей крыла 7. Но при этом тяга двигателя будет уменьшаться, что не желательно. Поэтому и необходимо выключение электроклапана 4 в момент прекращения воды из бака 5.

Однако на некоторых участках полета (кроме взлета) требуется увеличивать коэффициент подъемной силы Cy, но не требуется работа двигателя на предельном по тяге режиме, т.е. тяга двигателя может быть уменьшена, например, на посадке для уменьшения длины пробега (укороченная взлетно-посадочная полоса или грунтовый аэродром). Тогда может быть задействована воздушная система УПС с забором воздуха от компрессора двигателя. В этом случае включается электроклапан 10, и воздух от компрессора через этот включенный и обратный клапаны поступает в бачок 2 и далее через предохранительный клапан 1 (давление воздуха достаточно для его открытия) - на обдув поверхностей крыла 7.

Предложенная на чертеже схема парогенератора как бы позволяет обойтись без электроклапана 10 с обратным клапаном при работе УПС от компрессора. Однако, некоторые элементы паровой системы не могут быть отрегулированы на работу от воздуха, например дроссель 9. Во влагоотстойнике бачка 2 собирается конденсируемая влага.

Использование заявляемого изобретения может значительно увеличивать грузоподъемность самолета (ЛА) или же уменьшать длину разбега и пробега, использование пара в качестве газа для системы УПС значительно расширяет возможности использования УПС для улучшения различных характеристик самолета.

Источники информации

1. Цейтлин Г.М. и др. Аэродинамика и динамика полета самолета с ТРД. - М.: Воениздат, 1973. - 480 с.

2. Аэродинамика и динамика полета маневренных самолетов / Под ред. профессора Лысенко Н.М. - М.: Военное издательство, 1984. - С.106.

3. Патент № 2274585 C2 «Способ изменения аэродинамических характеристик ЛА и устройство для его осуществления», Россия.

4. Малый Б.Д., Трифонов А.Н. Основы теории и автоматического регулирования реактивных двигателей. - М.: Военное издательство, 1972. - С.21.

5. Самолет СУ-15. Техническое описание, книга 3-я, 1970.

6. Практическая аэродинамика самолета ИЛ-76. Учебное пособие. - Монино.: Военно-воздушная академия, 1984. - С.6.