силовая установка летательного аппарата с системой ламинаризации обтекания аэродинамических поверхностей

Формула изобретения

Силовая установка летательного аппарата с системой ламинаризации обтекания аэродинамических поверхностей, содержащая выполненные на аэродинамических поверхностях щели, соединенные трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации, внутренний контур двигателя, включающий компрессор, камеру сгорания и турбину компрессора, наружный контур двигателя, включающий винт или вентилятор и свободную турбину, вспомогательный контур, включающий теплообменник, компрессор, камеру сгорания и турбину, систему ламинаризации обтекания, включающую компрессор и турбину, причем выходные сечения компрессора и турбины системы ламинаризации обтекания соединены соответственно с промежуточным сечением компрессора и камерой сгорания внутреннего контура, отличающаяся тем, что входное сечение турбины системы ламинаризации обтекания соединено посредствам дополнительной камеры сгорания с выходным сечением компрессора вспомогательного контура, а выходное сечение турбины вспомогательного контура соединено с камерой сгорания внутреннего контура двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиастроению, ракетной технике и двигателестроению.

Известны конструкции летательных аппаратов, в которых система ламинаризации обтекания состоит из щелей, расположенных на аэродинамических поверхностях, и компрессора системы ламинаризации, связанного своим входом в этими щелями [1, 2]

В [1] валкомпрессор системы ламинаризации соединен с валами вспомогательных силовых установок. В [2] компрессор системы ламинаризации расположен на одном валу с турбиной, системы, вращаемой горячим газом, отбираемым из промежуточной ступени турбины двигателя.

В обоих летательных аппаратах [1, 2] увеличивается расход топлива, что уменьшает положительный эффект от ламинаризации обтекания аэродинамических поверхностей, ограничивается расход отсасываемого воздуха.

Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является летательный аппарат с системой ламинаризации обтекания [2] включающий расположенные на аэродинамических поверхностях щели, соединенные трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации, внутренний контур, содержащий компрессор, камеру сгорания и турбину, компрессоры, наружный контур двигателя, содержащий винт или вентилятор и свободную турбину винта, вспомогательный контур, имеющий последовательно соединенные: теплообменник, компрессор, камеру сгорания и турбину, расположенную на одном валу с компрессором системы ламинаризации, причем выходные сечения компрессора и турбины системы ламинаризации подключены, соответственно, к проточной части компрессора и к камере сгорания внутреннего контура.

В известных устройствах компрессоры систем ламинаризации и двигатели расположены, как правило, в различных местах фюзеляжа. Вспомогательный контур с турбиной располагается рядом с компрессором системы ламинаризации. Трубопровод, связывающий компрессор двигателя с вспомогательным контуром, имеет большую протяженность и повышенное гидравлическое сопротивление. Повышенное гидросопротивление оказывает также трубопровод, связывающий турбину с камерой сгорания внутреннего контура, т.к. через него проходит весь расход возвращаемого газа. В результате снижается мощность, развиваемая в вспомогательном контуре, уменьшается расход отсасываемого воздуха и, как следствие, снижается экономичность летательного аппарата.

Целью изобретения является устранение указанных недостатков и повышение экономичности.

Это достигается тем, что входное сечение турбины системы ламинаризации обтекания подключено через дополнительную камеру сгорания к области за компрессором вспомогательного контура, а выходное сечение турбины вспомогательного контура соединено с камерой сгорания внутреннего контура двигателя.

Мощность, выделяемая в вспомогательном контуре, увеличивается вследствие снижения потерь полного давления в трубопроводе отбора воздуха, связывающего компрессор вспомогательного контура с дополнительной камерой сгорания, из-за повышения в нем давления, а также вследствие расположений большей части элементов вспомогательного контура рядом с внутренним контуром. Дополнительное увеличение мощности и КПД может быть достигнуто также за счет увеличения температуры газа в дополнительной камере сгорания, т. к. ее стенки и горячие детали турбины системы ламинаризации обтекания могут быть эффективно охлаждены топливом. Из-за расхода газа, проходящего через турбину, уменьшается гидросопротивление трубопровода, связывающего ее выход с камерой сгорания внутреннего контура.

Повышенная мощность вспомогательного контура позволяет увеличить расход отсасываемого воздуха или увеличить площадь аэродинамических поверхностей, на которых производится ламинаризация пограничного слоя, а следовательно, улучшить эксплуатацию характеристики и экономичность летательного аппарата.

На фиг. 1 представлена схема предложенной силовой установки с системой ламинаризации обтекания аэродинамических поверхностей.

На фиг. 2 представлен возможный вариант компоновки предложенной силовой установки.

Летательный аппарат с системой ламинаризации обтекания включает щели отсоса 1 на аэродинамических поверхностях, компрессор 2 системы ламинаризации обтекания, внутренний контур, состоящий из винта или вентилятора 3, компрессора 4, камеры сгорания 5, турбины 6, компрессора и турбины 7 винта, вспомогательный контур, содержащий последовательно соединенные теплообменник 8, компрессор 9, камеру сгорания 10 и турбину 11. Область за компрессором 9 связана трубопроводом с дополнительной камерой сгорания 12 и турбиной 13.

В полете через щели 1 производится отсос воздуха из пограничных слоев, образующихся на аэродинамических поверхностях летательного аппарата. Далее воздух поступает в компрессор 2 системы ламинаризации, сжимается там и направляется в проточную часть компрессора 4. Компрессор 2 приводится во вращение турбиной 13, которая, в свою очередь, вращается за счет энергии части расхода воздуха вспомогательного контура. Воздух в вспомогательный контур отбирается за компрессором 4, охлаждается в теплообменнике 8, сжимается в компрессоре 9. После компрессора 9 часть воздуха нагревается в камере сгорания 10 и расширяется в турбине 11. Другая часть по трубопроводу подается в дополнительную камеру сгорания 12, где нагревается, а затем расширяется в турбине 13. Горячий газ 43 турбины 13, а также из турбины 11 поступает в камеру сгорания 5 внутреннего контура. При этом газ из силовой турбины 13 может подаваться в головную часть камеры сгорания 5, где будет осуществляться эффективное дожигание несгоревшего топлива, при его использовании для охлаждения камеры сгорания 12 и турбины 13.

Источники информации

1. Лэнг Р.Х. Проектная разработка системы ламинаризации обтекания крыла транспортного самолета Аэрокосмическая техника, т.3 N 4, 1985, с. 18-24.

2. Патент США N 3887147, кл. B 64 C 21/04, 1975.