Прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к двигателям сверхзвуковых самолетов. Целью изобретения является повышение надежности и эффективности работы на всех режимах полета. Прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата состоит из корпуса 1 прямоугольного поперечного сечения, установленного под крылом 39 самолета, и подвижной обечайки 5 коробчатого сечения, вертикальные стенки которой расположены в продольных пазах корпуса 1, выполненных на его стороне, обращенной к набегающему потоку и образованной панелью сжатия 2, панелью расширения 3 газа и панелью камеры сгорания. Подвижная обечайка 5 образует с корпусом 1 газовоздушный тракт двигателя с изменяемой площадью поперечного прямоугольного сечения. Перемещение обечайки 5 обеспечивается тремя парами винтовых подъемников, установленных шарнирно на панели камеры сгорания и связанных своими ходовыми винтами с верхними частями боковых вертикальных стенок обечайки 5. Внутренняя полость корпуса с системой управления подвижной обечайкой и топливоотдачи герметизируется от попадания давления высокотемпературного газа с помощью подпружиненных вкладышей, контактирующих с боковыми стенками и ползунами, расположенными в пазах и закрывающими их открытые участки, образующиеся вследствие продольного движения обечайки со стороны передней и задней кромок, боковых ее стенок. 1 з.п. ф-лы, 15 ил.
Изобретение относится к авиационной технике и в частности к двигателям летательных аппаратов со сверхзвуковой скоростью полета. Цель изобретения повышение надежности и эффективности работы двигателя на всех режимах полета. На фиг. 1 дан общий вид прямоточного двигателя в боковой проекции; на фиг. 2 механизм закрытия вырезов прямоточного двигателя в боковой проекции, который расположен между стенками корпуса и подвижной обечайкой; на фиг.3 прямоточный двигатель, вид в плане; на фиг.4 сечение А-А на фиг.3; на фиг.5 сечение Б-Б на фиг.3; на фиг.6 сечение В-В на фиг.3; на фиг.7 сечение А-А на фиг. 1; на фиг.8 узел 1 на фиг.1; на фиг.9 сечение А-А на фиг.8; на фиг.10 сечение Б-Б на фиг.8 (на фиг.1, 2 и 8 сплошными, пунктирными и штрихпунктирными линиями показаны характерные положения подвижных элементов двигателя); на фиг. 11 расположение прямоточного двигателя на крыле летательного аппарата, вид снизу; на фиг.12 сечение А-А на фиг.11; на фиг.13-15 при виде сбоку, в плане и поперечном сечении соответственно показана типовая кинематическая схема управления подвижной обечайкой 8 на одной паре шариковинтовых подъемников. Прямоточный реактивный двигатель является составной частью мотогондолы 1, расположенной под крылом 2 летательного аппарата. Он состоит из корпуса 3 прямоугольного поперечного сечения с наружными панелями сжатия 4, расширения газа 5 и панелью 6 камеры сгорания, обращенными к набегающему потоку и боковыми стенками 7 и подвижной обечайки 8 коробчатого поперечного сечения с вертикальными боковыми стенками 9, расположенными в продольных пазах 10 корпуса 3 с возможностью перемещения обечайки 8 относительно корпуса 3 и образованием с панелями 4, 5 и 6 замкнутого короба газовоздушного тракта двигателя с изменяемой площадью поперечного сечения. Верхние части вертикальных стенок 9 соединены между собой силовыми связями в виде трех поворотных осей 11, установленных на подшипниках 12 с жестко встроенными в каждой из них двумя шариковинтовыми гайками 13, которые в свою очередь связаны шариковинтовыми соединениями с шестью ходовыми винтами шариковинтовых подъемников 14, установленных шарнирно на внутренней повеpхности панели 6 камеры сгорания. Подъемники 14 установлены попарно симметрично продольной оси 15 двигатели по краям панели 6 камеры сгорания и попарно связаны валиками 16 трансмиссии и редукторами 17 с собственным двигателем, например, электродвигателем и др. не показанным на чертеже. Оси ходовых винтов подъемников 14 должны быть расположены с образованием жесткой структуры между корпусом 3 и обечайкой 8 (а не механизма) например: оси крайних пар подъемников почти параллельны и вертикальны, а оси средней пары расположены подкосно по отношению к какой-либо паре. Корпус 3 двигателя герметизирован уплотнениями в виде подпружиненных вкладышей 18, расположенных по обе стороны каждого из пазов 10 и контактирующих с боковыми поверхностями стенок 9 и ползунов 19, закрывающих открытые участки пазов 10, образованных продольным движением подвижной обечайки 8. Одними концами ползуны 19 расположены в глухих каналах 20, являющихся продолжением пазов 10, а другими концами с помощью направляющих буртиков 21 находятся в контакте со скошенными плоскостями 22 острых передних и задних кромок 23 и 24 боковых вертикальных стенок 9 своими сопрягаемыми частями, выполненными в виде секторных вилок 25 с внутренними поверхностями в виде обращенных друг к другу конусов 26 и 27 с вершиной в точке Д (см. фиг.8), образующие со скошенными плоскостями 22 постоянную подвижную и непрерывную линию контакта 28, проходящую через точку Д и меняющую свое угловое положение при изменении углового положения передней или задней кромок 23, 24 с сохранением неизменного характера сечений по линии контакта 28 в пределах изменения ее углового положения (см. фиг.9 и 10). Ползуны 19 связаны между собой и подвижной обечайкой 8 дифференциальным механизмом, состоящим из двух шарнирных тяг 20 и 30, соединяющих ползуны с концами равноплечего коромысла 31, установленного на поворотной оси 32 ведущего рычага 33 прямолинейного направляющего механизма с поворотным подкосом 34 и ползуном 35, установленным на каждой из боковых стенок 9 подвижной обечайки таким образом, чтобы обеспечить прямолинейное движение оси 32 на равном расстоянии от передней 23 и задней 24 кромок по оси 36, которые параллельны между собой. Для поджатия ползунов 19 к передним и задним кромкам 23 и 24 вертикальных стенок 9 между одной из плеч коромысла 31 и тягой 30 установлена пружина растяжения 37. Указанный дифференциальный механизм может быть расположен и с внутренней стороны боковых вертикальных стенок 9 подвижной обечайки 8. Для подачи топлива в камеру сгорания двигатель снабжен форсунками 38 и коллектором 39 с участком трубопровода, подводящего топливо. Передняя часть мотогондолы, обращенная к набегающему потоку, снабженная каналом слива 40 пограничного слоя и воздухозаборным устройством с наклонными поверхностями сжатия 41 воздушного потока, примыкающими к панели 5 сжатия двигателя для образования системы скачков 42 уплотнения в сверхзвуковом потоке воздуха, фокусирующихся на передней кромке 43 подвижной обечайки 8. Кормовая часть мотогондолы 1 является соплом 44, интегрированным с панелью 5 расширения газа прямоточного реактивного двигателя. Прямоточный реактивный двигатель летательного аппарата работает следующим образом. После запуска двигателя путем подачи топлива к форсункам 38 в процессе дальнейшего роста скорости летательного аппарата происходит непрерывное регулирование работы прямоточного двигателя изменения положения подвижной обечайки 8, которая может совершать продольное, вертикальное и вращательное движения. Это регулирование осуществляется программной работой трех пар подъемников 14, приводимых в действие собственными двигателями от команд бортовой ЭВМ. При этом меняющаяся при изменении условий полета фокусировка скачков 42 уплотнения отслеживается передней кромкой 43 подвижной обечайки 8, что существенно расширяет скоростной диапазон работоспособности прямоточного двигателя с одновременным улучшением его характеристик. Перекос обечайки 8 относительно корпуса 3 в поперечном сечении (см. фиг. 7) обусловлен люфтами в механизмах подъемников 14, а не зазорами в пазах 10 между вертикальными стенками 9 обечайки 8 и корпусом 3, которые выполняются заведомо большими с учетом упомянутого перекоса, что исключает возможность заклинивания обечайки 8 в корпусе 3. В процессе работы двигателя уплотнения, состоящие из ползунов 19 и подпружиненных вкладышей 18, предотвращают проникновение высокотемпературного газа и давления газовоздушного тракта в полость корпуса 3, а часть газа, прошедшая через уплотнения в корпусе 3, удаляется в атмосферу. При продольном перемещении подвижной обечайки 8 происходит принудительное перемещение ползунов 19 в направляющих пазах 10 под воздействием скошенных плоскостей 22 боковых стенок 9, при этом направляющий механизм, состоящий из рычага 33, подкоса 34 и ползуна 35, поддерживает положение оси 32 коромысла 31 на средней оси 36 между передними 23 и задними 24 параллельными кромками вертикальных стенок 9, что позволяет снизить контактные нагрузки между поверхностями секторных вилок 25 ползунов и скошенными плоскостями 22. Пружина 37 обеспечивает постоянный контакт ползунов 19 с вертикальными стенками 9 и рассчитывается на преодоление разности усилий трения между ползунами 19. Благодаря наличию секторных вилок 25 на концах ползунов 19, контактирующих со скошенными плоскостями 22 боковых стенок 9 по линии контакта 28, изменяющей свое угловое положение при изменении углового положения передней 23 или задней 24 кромок, степень герметизации рассматриваемого уплотнения в пределах изменения углового положения упомянутых кромок остается неизменной. Использование изобретения позволяет: размещать привод системы управления подвижной обечайкой 8, систему топливоподачи и др. агрегаты двигателя непосредственно в корпусе 3, защищенном от воздействия высокотемпературного газа газовоздушного тракта двигателя с вытекающими отсюда компоновочными и эксплуатационными преимуществами; обеспечивать герметизацию внутреннего объема корпуса 3 в условиях сложного движения подвижной обечайки 8; исключить возможность заклинивания обечайки 8 по пазам 10 за счет парности приводов и согласованности их действия; улучшить условия работы торцевого уплотнения по передним 23 и задним 24 кромкам боковых вертикальных стенок 9 обечайки 8 путем уменьшения трения в нем за счет использования дифференциального разгрузочного механизма, уменьшить вес корпуса и подвижной обечайки за счет значительного снижения давления в корпусе 3 и силового замыкания стенок 9 подвижной обечайки 8 между собой.
Формула изобретения
1. ПРЯМОТОЧНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, содержащий корпус прямоугольного сечения, наружная поверхность которого образована панелями сжатия и расширения газа, панелью камеры сгорания и боковыми стенками, подвижную обечайку коробчатого сечения с боковыми вертикальными стенками, смонтированными в продольных пазах, выполненных в указанных выше панелях с возможностью ее перемещения с образованием между корпусом двигателя и обечайкой замкнутого короба, прямоугольного сечения для газовоздушного тракта и приводом перемещения подвижной обечайки, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности и эффективности работы на всех режимах полета, подвижная обечайка снабжена механизмом перемещения, включающим винтовые подъемники, установленные на панели камеры сгорания, ходовые винты которых шарнирно соединены с упомянутой панелью и кинематически связаны с верхними частями боковых стенок подвижной обечайки, снабженных уплотнениями для герметизации полости двигателя и дифференциальными механизмами для закрытия вырезов в корпусе на панели сжатия и панели расширения газа, включающими систему тяг и ползунов, контактирующих с передними и задними острыми кромками боковых стенок подвижной обечайки. 2. Двигатель летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что сопрягаемые поверхности ползунов с задними и передними кромками подвижной обечайки выполнены коническими.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15
