Сверхзвуковое входное устройство

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к авиационному двигателестроению. Сверхзвуковое входное устройство авиационной силовой установки с турбореактивным двигателем, содержащее, как минимум, окно подпитки со створкой и отклоняемую панель обечайки, в конструкцию которого введена кинематическая связь между отклоняемой панелью и створкой подпитки в виде системы тяг и качалок, обеспечивающая поворот отклоняемой панели обечайки на раскрытие проточного канала при открытии створки окна подпитки под действием перепада давления внутри канала и атмосферного. Изобретение обеспечивает саморегулирование входного устройства на режиме взлета и малых дозвуковых скоростях полета самолета. 4 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, конкретно к авиационному двигателестроению.

Известны плоские сверхзвуковые входные устройства (СВУ) авиационных силовых установок (СУ) с турбореактивными двигателями, как, например, на самолетах российского производства Су-27, Миг-29М, имеющие проточный канал, образованный панелью торможения (обычно регулируемой), боковыми и нижней поверхностями обечайки входного устройства. Особенностью СВУ являются малые радиусы скругления передних кромок поверхностей обечайки входного устройства. Зачастую эти передние кромки выполняются острыми. Это определено необходимостью обеспечения приемлемых характеристик СВУ на расчетных сверхзвуковых скоростях полета путем создания определенной системы косых скачков уплотнения и замыкающего прямого скачка.

Однако в условиях взлета и на малых скоростях полета СВУ обладает недостатками. Дело в том, что в указанных условиях эффективная площадь входа в СВУ недостаточна для плавного безотрывного входа потока. С острых передних кромок обечайки возникают зоны срыва потока, которые комплексно влияют на характеристики СУ и, в целом, ухудшают их. Возникающие от вихреобразования в зонах срыва дополнительные потери полного давления, оцениваемые коэффициентом восстановления полного давления в ВУ σ_вх, приводят к снижению тяги. Снижение σ_вх на режиме взлета может достигать 6...8%, при этом, в среднем, уменьшение σ_вх на 1% приводит к понижению тяги на 1,5% [1, с.245]. Кроме этого, возрастает неравномерность потока на входе в компрессор двигателя, что может привести к снижению запаса его газодинамической устойчивости и коэффициента полезного действия.

Для борьбы с указанными явлениями на СВУ применяют специальное регулирование (стартовую механизацию), например полное раскрытие горла СВУ с помощью уборки поверхности торможения (клина), устройства дополнительной подпитки воздухом (окна подпитки со створками, впускные створки), отклоняемые панели обечайки [1, с.259, 281, 283, 297; 2, с.268]. Наиболее высокий эффект достигается совместным применением нескольких способов.

Устройства дополнительной подпитки могут быть выполнены в виде одного или нескольких окон с шарнирно закрепленными на поверхности обечайки створками с возможностью отклонения только внутрь проточной части, которые при возникновении разрежения в канале СВУ по сравнению с атмосферным давлением отклоняются внутрь проточной части, обеспечивая приток дополнительного воздуха (подпитку) в канал [1, с.297]. Таким образом, створки подпитки являются самоустанавливающимися [2, с.268]. Створки подпитки могут дополнительно оснащаться устройствами, предотвращающими самопроизвольное открывание при неработающем двигателе (подпружинивание) и автоколебательное движение (демпферы). Суммарная площадь окон подпитки может составлять до 60% от площади входа в СВУ [2, с.268].

Отклоняемая панель обечайки, шарнирно закрепленная на поверхности обечайки с возможностью поворота (отклонения) на раскрытие проточной части (наружу), поворачивается на раскрытие проточного канала СВУ с целью уменьшения местного угла атаки потока (угла между вектором скорости потока в районе передней кромки и касательной к средней линии обечайки в передней кромке). Наибольший эффект с точки зрения исключения срыва потока с передней кромки достигается при безударном входе потока (местный угол атаки равен нулю). Отклонение панели может производиться специальной системой управления при взлете или в полете на фиксированный угол, как на самолетах Миг-25, Миг-31, Миг-29М [3, с.21, 328, 331], или по программе, обеспечивающей безударное вход потока в СВУ на малых скоростях полета.

Недостатком такого СВУ, снижающим эффективность и надежность его применения, является использование системы управления с силовым приводом отклоняемой панели, которая, как и любая сложная система, имеет пониженную надежность и при отклонении на фиксированный угол не обладает способностью подстраиваться под изменяющиеся условия полета и режима работы двигателя.

Задачей данного изобретения является улучшение эффективности и надежности работы сверхзвукового входного устройства в диапазоне малых дозвуковых скоростей полета путем повышения коэффициента восстановления полного давления, снижения неравномерности потока на входе в компрессор двигателя за счет саморегулирования СВУ в изменяющихся условиях полета и режима работы двигателя, а также упрощения его конструкции.

Указанная задача достигается тем, что в конструкцию СВУ (фиг.1), содержащего, как минимум, окно подпитки со створкой 4, шарнирно закрепленной на поверхности обечайки с возможностью отклонения только внутрь проточной части, и отклоняемую панель 5 обечайки, шарнирно закрепленную на поверхности обечайки с возможностью поворота (отклонения) на раскрытие проточной части (наружу), введена кинематическая связь между отклоняемой панелью и створкой подпитки в виде системы тяг и качалок 6, обеспечивающая поворот отклоняемой панели обечайки на раскрытие проточного канала при открытии створки окна подпитки под действием перепада давления внутри канала и атмосферного.

На режимах взлета и малых скоростях полета (до скорости полета, приблизительно равной скорости потока на входе в компрессор двигателя (7, фиг.1)) в канале СВУ возникает разрежение по сравнению с атмосферным давлением. Перепад давления на створке окна подпитки создает силу, заставляющую створку подпитки отклонятся внутрь воздухозаборника. По мере отклонения створки перепад давления на ней уменьшается. Угол отклонения створки подпитки определяется сочетанием режима работы двигателя (расходом воздуха через двигатель) и условий полета. При неизменном режиме работы двигателя с ростом скорости полета разрежение в канале СВУ снижается и угол отклонения створки подпитки уменьшается вплоть до нуля (закрытие створок). В то же время, для обеспечения безударного входа потока (или близкого к нему), отклоняемую панель обечайки необходимо отклонять на раскрытие проточного канала на угол, максимальный на взлете, и уменьшающийся с увеличением скорости полета.

На фиг.2 представлена зависимость угла поворота створки подпитки ϕ_ств, а на фиг.3 - зависимость угла отклоняемой панели обечайки ϕ_п от скорости полета при максимальном режиме работы двигателя для условного СВУ, полученные расчетным способом по методике [4, 5]. Характер изменения углов отклонения створок подпитки и отклоняемой панели является подобным, что и определяет возможность использования кинематической связи между створкой подпитки и отклоняемой панелью обечайки. Пример такой связи показан на фиг.4. При одинаковой ширине отклоняемой панели 5 и створки подпитки 4 (размер в глубину на фиг.4), отношение их длин l_п/l_ств может составлять 0,3...0,8, что определено соответствующим отношением их площадей. Отношение плеч качалки 7 отклоняемой панели и качалки 8 створки подпитки b_п/b_ств может составлять 0,4...0,6, что определено характером зависимостей угла поворота отклоняемой панели и угла поворота створки подпитки от скорости полета. Указанные отношения длин отклоняемой панели и створки подпитки и плеч качалки отклоняемой панели и створки подпитки зависит от многих факторов: во-первых, от свойств СВУ (типа, способа интеграции с планером самолета, геометрических размеров, формы и т.д.); во-вторых, от свойств отклоняемой панели и створки подпитки (количество, расположение, геометрические размеры), в-третьих, от особенностей рабочего процесса конкретного образца СВУ. В общем случае, кинематическая связь может представлять собой систему тяг и качалок с наличием дополнительных промежуточных передающих элементов. Поэтому, в общем случае, следует говорить о передаточном отношении кинематической связи от створки подпитки к отклоняемой панели, которое может составлять 0,4...0,6. Для саморегулирования СВУ необходимо обеспечить, по крайней мере, превышение усилия на тяге 9 кинематической связи от створки подпитки усилия от отклоняемой панели, что обеспечивается подбором геометрических параметров (например, площадей створки подпитки и отклоняемой панели), передаточного отношения кинематической связи, и зависит от параметров конкретного образца авиационной техники. Отклоняемые панели, окна подпитки со створками могут быть на различных поверхностях обечайки (нижней, боковых), окон подпитки может быть несколько. При изменении условий полета, например изменении углов атаки или скольжения, изменяется эффективная площадь входа в СВУ. Адекватно этому изменяется величина разрежения в проточном канале, и, следовательно, углы отклонения кинематически связанных отклоняемой панели и створки подпитки, обеспечивая подстраивание (саморегулирование) СВУ под изменившиеся условия. Также, за счет саморегулирования, СВУ подстроится под изменение режима работы двигателя. Например, при уменьшении режима работы двигателя разрежение в проточном канале падает, что приводит к уменьшению углов поворота створки подпитки и отклоняемой панели, что и требуется для обеспечения безударного входа потока в СВУ.

Эффективность СВУ повышается за счет повышения коэффициента восстановления полного давления, что обеспечивается одновременным применением устройств дополнительной подпитки воздухом и отклоняемой панели обечайки, обладающих свойством саморегулирования. В условиях взлета и в диапазоне малых дозвуковых скоростей полета угол отклонения поворотной панели будет изменяться по закону, близкому к необходимому для обеспечения безударного входа потока. С учетом дополнительной подпитки воздуха срывные явления с острых передних кромок обечайки СВУ устранятся полностью или существенно уменьшатся, что за счет снижения потерь на вихреобразование приведет к повышению полного давления на выходе из входного устройства. Уменьшение интенсивности срывных явлений с острых передних кромок обечайки приведет к снижению неравномерности потока на выходе из СВУ, что обеспечит лучшие условия работы компрессору двигателя. Таким образом, повышение эффективности СВУ обеспечивается не только увеличением коэффициента восстановления полного давления и снижением неравномерности потока на выходе в условиях взлета и на малых скоростях полета, но и возможностью саморегулирования, адаптации под изменяющиеся условия полета и режим работы двигателя. Надежность воздухозаборника повышается за счет того, что для управления отклоняемой панелью вместо системы управления с силовым приводом, являющейся сложным техническим устройством, используется кинематическая связь, представляющая собой совокупность качалок и тяг. Такое исполнение делает СВУ более простым по сравнению с известными конструкциями.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что сверхзвуковому входному устройству, имеющему, по меньшей мере, окно дополнительной подпитки воздухом и отклоняемую панель обечайки, придано новое свойство - саморегулирование на малых дозвуковых скоростях полета, а заявленное техническое решение задачи улучшения эффективности и надежности работы сверхзвукового входного устройства в диапазоне малых дозвуковых скоростей полета путем повышения коэффициента восстановления полного давления, снижения неравномерности потока на входе в компрессор за счет саморегулирования СВУ в изменяющихся условиях полета и режима работы двигателя, а также упрощения его конструкции, соответствует критерию новизны.

Решение такой задачи с помощью принудительного управления отклоняемой панели специальной системой (обычно в составе системы управления СВУ) конструктивно более сложно и требует использования дополнительных энергетических (силовой привод) и информационных (система датчиков) ресурсов, однако предложенное техническое решение, кроме упрощения конструкции, позволяет использовать уже имеющиеся ресурсы системы (разрежение в канале СВУ), что позволяет сделать вывод об его изобретательском уровне.

Применимость данного технического решения определена:

внесением в конструкцию СВУ изменений, не затрагивающих его способность сопрягаться с элементами летательного аппарата и двигателя;

не изменением свойств СВУ на расчетных, сверхзвуковых скоростях полета;

улучшением эффективности и надежности работы сверхзвукового входного устройства в диапазоне малых дозвуковых скоростей полета путем повышения коэффициента восстановления полного давления, снижения неравномерности потока на входе в компрессор за счет саморегулирования СВУ в изменяющихся условиях полета и режима работы двигателя.

Сверхзвуковое входное устройство (фиг.1), содержащее панель торможения 1, боковые 2 и нижнюю 3 поверхности обечайки, окно подпитки со створкой 4, шарнирно закрепленной на поверхности обечайки (на фиг.1 - на нижней, но, возможно, на других поверхностях), с возможностью поворота только внутрь проточного канала, отклоняемую панель 5 обечайки, шарнирно закрепленную на поверхности обечайки (ни фиг.1 - на нижней, но, возможно, на других поверхностях), с возможностью отклонения на раскрытие проточного канала (наружу), кинематическую связь 6, представляющую собой систему тяг и качалок, связывающую створку 4 подпитки с отклоняемой панелью 5, работает следующим образом. На земле, при выключенном двигателе, створка 4 окна подпитки, возможно подпружиненная, закрыта (положение, показанное основной линией). Кинематически связанная с ней отклоняемая панель находится в положении, соответствующем сверхзвуковой геометрии входного устройства (положение, показанное основной линией). В условиях старта, когда скорость полета околонулевая, а режим работы двигателя 7 максимальный, в проточном канале СВУ возникает максимальное разрежение по сравнению с атмосферным давлением. На створку 4 подпитки и отклоняемую панель 5 действуют перепады давления, создающие шарнирные моменты. Шарнирный момент на створке 4 подпитки превосходит шарнирный момент на отклоняемой панели 5, что обеспечивается подбором площадей створки 4 и панели 5 и параметров кинематической связи 6. Створка 4 подпитки и кинематически связанная с ней отклоняемая панель 5 поворачиваются внутрь и наружу проточного канала соответственно на некоторые углы ϕ_ств и ϕ_п (положение, показанное штриховыми линиями), возможно ограниченные упором, обеспечивая плавный безотрывный вход потока в СВУ. С ростом скорости полета или снижения режима работы двигателя 7 перепад давления на створке 4 и отклоняемой панели 5 уменьшается, и установившееся положение створки 4 подпитки и отклоняемой панели 5 характеризуется меньшим их отклонением. При скорости полета, превышающей скорость потока на входе в компрессор двигателя (150...220 м/с для современных двигателей) давление в канале СВУ начнет повышаться по сравнению с атмосферным, створка 4 подпитки под действием перепада давления закроется, кинематически связанная с ней отклоняемая панель 5 займет положение, соответствующее сверхзвуковой геометрии входного устройства. При дальнейшем росте скорости створка 4 подпитки и отклоняемая панель 5 останутся неподвижными. При сверхзвуковой скорости полета торможение воздуха осуществляется на системе косых и замыкающем прямом скачке уплотнения, причем замыкающий прямой скачок уплотнения на расчетных режимах работы СВУ может находиться в районе передней кромки отклоняемой панели. За замыкающим прямым скачком уплотнения поток дозвуковой. Дальнейшее торможение дозвукового потока осуществляется в диффузоре (расширяющемся канале) СВУ. Таким образом, в районе створки подпитки скорость потока становится меньше скорости потока в районе отклоняемой панели, а следовательно, давление в районе створки подпитки будет больше давления потока в районе отклоняемой панели. Перепад давления на створке подпитки и усилия от него в кинематической связи превысит таковые от перепада давления на отклоняемой панели, что обеспечит неподвижное положение створки и отклоняемой панели на сверхзвуковых скоростях полета и неизмененность свойств СВУ на расчетных, сверхзвуковых скоростях полета.

Литература

1. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. М.: Наука, 1989. стр.245, 259, 281, 283, 297 (прототип).

2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. Под ред. Бюшгенс Г.С. М.: Наука. Физлит., 1998, стр.268 (прототип).

3. Самолет Миг-25Р. Техническое описание. Книга III, стр.21, 328, 331 (прототип).

4. Бабкин В.И., Белоцерковский С.М., Гуляев В.В., Дворак А.В. Струи и несущие поверхности: Моделирование на ЭВМ. М.: Наука, 1989 (методика расчета).

5. Павленко B.C. Расчет в нелинейной постановке углов отклонения носка и аэродинамические характеристики крыла при безударном входе струй. // Научно-методические материалы по аэродинамике летательных аппаратов. М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1977 (методика расчета).

Сверхзвуковое входное устройство, содержащее, по меньшей мере, обечайку, окно подпитки воздухом со створкой, шарнирно закрепленной на поверхности обечайки с возможностью открытия только внутрь проточной части, и отклоняемую панель обечайки, шарнирно закрепленной на поверхности обечайки с возможностью отклонения на раскрытие проточной части (наружу), отличающееся тем, что створка окна подпитки и отклоняемая панель обечайки связаны кинематической связью в виде системы тяг и качалок с возможностью поворота отклоняемой панели на раскрытие проточной части при открытии створки подпитки, причем передаточное отношение кинематической связи от створки подпитки к отклоняемой панели составляет 0,4...0,6, а геометрические параметры отклоняемой панели и створки подпитки подобраны таким образом, что усилия в кинематической связи от шарнирного момента на створке подпитки превосходят усилия от шарнирного момента на отклоняемой панели.