Сверхзвуковые воздухозаборники. Воздухозаборники: значение, требования и виды Что такое воздухозаборник

Сверхзвуковые самолеты должны иметь соответствующего типа воздухозаборники, т.к. передняя часть компрессора не может справиться со сверхзвуковым потоком. На дозвуковых скоростях воздухозаборник должен обладать свойствами восстановления давления дозвукового воздухозаборника, но на сверхзвуковых скоростях он должен понижать скорость потока воздуха ниже скорости звука и контролировать образование скачков уплотнения.

Площадь сечения сверхзвукового диффузора от передней части к задней постепенно уменьшается, что способствует снижению скорости потока ниже значения 1М. Дальнейшее снижение скорости достигается в дозвуковом диффузоре, площадь сечения которого увеличивается по мере приближения к входу компрессора. Для правильного замедления потока в скачках уплотнения очень важно контролировать их образование в воздухозаборнике. Применение воздухозаборников изменяемой геометрии позволяет правильно контролировать скачки уплотнения; они также могут иметь перепускные створки для спуска воздуха из воздухозаборника без изменения его скорости.

Рис. 2.2. Воздухозаборник с изменяемым горлом (основан на оригинальном чертеже Rolls-Royce)

Рис. 2.3. Воздухозаборник с внешним/внутренним сжатием (основан на оригинальном чертеже Rolls-Royce)

Подвижные воздухозаборники

У подвижных воздухозаборников изменяется площадь входного поперечного сечения (Concorde) с помощью подвижного центрального конуса (SR 71). Это позволяет контролировать скачок (скачки) уплотнения на входе компрессора.

Эксплуатационные расчеты

Взлет . Воздухозаборник двигателя разработан для поддержания стабильного воздушного потока на входе компрессора; любые нарушения потока, вызывающие его турбулентность, могут вызвать срыв потока или помпаж компрессора.

Воздухозаборник не может справиться с большими углами атаки и поддерживать стабильный поток воздуха. Один из наиболее критических моментов возникает во время ускорения двигателя до взлетной тяги. На поток воздуха в воздухозаборнике может повлиять любой боковой ветер, особенно на двигатели, установленные в хвосте и имеющие воздухозаборники S-образной формы (TriStar, 727). Для предотвращения возможного срыва потока и помпажа в эксплуатационных руководствах предусмотрена процедура, которым необходимо следовать. Она обычно заключаются в поступательном перемещении самолета перед плавным повышением режима работы до взлетного, примерно 60 – 80 узлов (взлет без остановки).

Обледенение . В определенных условиях может произойти обледенение воздухозаборника. Обычно это происходит, когда температура наружного воздуха ниже +10°, присутствует видимая влажность, стоячая вода на ВПП или дальность видимости на полосе менее 1 000 м. Если данные условия присутствуют, пилот должен включить антиобледенительную систему двигателя.

Повреждение . Повреждение воздухозаборника или любая шероховатость внутри его канала может вызвать турбулентность входящего потока воздуха и нарушить поток в компрессоре, вызывая срыв или помпаж. Будьте внимательны к повреждениям и неравномерной шероховатости поверхности панелей обшивки при осмотре воздухозаборника.

Всасывание посторонних предметов . Всасывание посторонних предметов во время нахождения самолета на земле или вблизи нее неизбежно вызывает повреждение лопаток компрессора. Уделяйте достаточное внимание зоне на земле перед воздухозаборниками двигателей перед их запуском, чтобы гарантировать отсутствие валяющихся камней и другого мусора. Это не относится к двигателям, установленным на хвосте, чьи воздухозаборники расположены над фюзеляжем; они намного меньше страдают от всасывания посторонних предметов.

Турбулентность в полете . Сильная турбулентность в полете может не только заставить пролить кофе, но и нарушить воздушный поток в двигателях. Использование механической скорости для прохождения турбулентности, указаннойв эксплуатационном руководстве, и правильного значения RPM/EPR поможет снизить вероятность неисправности в компрессоре. Также может быть целесообразно или необходимо активировать непрерывное зажигание для снижения вероятности срыва пламени в двигателе.

Наземные операции . Большинство повреждений компрессора вызвано всасыванием посторонних предметов. Повреждение лопаток компрессора приводит к изменению геометрии системы, что может повлечь ухудшение производительности, срыв потока в компрессоре и даже помпаж двигателя. Для предотвращения возникновения таких повреждений важно принимать предварительные меры по удалению мусора (обломков) из зоны стоянки. Далее пилот во время предполетного осмотра должен убедиться в отсутствии посторонних предметов в воздухозаборниках двигателей. Ответственность на этом не заканчивается, после полета необходимо установить заглушки на входные и выхлопные каналы для предотвращения накапливания загрязнений и авторотации.

Во время запуска, руления и реверсирования тяги в воздухозаборник могут всасываться посторонние предметы, и для предотвращения потенциального повреждения необходимо применять минимальную тягу.

Во время работы ГТД происходили серьезные повреждения и некоторые с летальным исходом из-за всасывания персонала в воздухозаборники. При необходимости выполнять работы в непосредственной близости от работающего двигателя необходимо соблюдать особую осторожность.

ГЛАВА 3 – КОМПРЕССОРЫ

Компрессор

· Перечисление назначений компрессора.

· Описание центробежного и осевого типов компрессоров, применяемых для авиационных двигателей.

· Название основных компонентов ступени компрессора и описание их функций.

· Описание изменений газовых параметров (p, t, v) в ступени компрессора.

· Определение термина «степень повышения давления» и указание ее величины для ступени центробежного и осевого компрессоров.

· Указание достоинств двухступенчатого центробежного компрессора.

· Перечисление преимуществ и недостатков центробежного компрессора по сравнению с осевым.

· Название некоторых двигателей, имеющих осевой и центробежный компрессоры.

· Объяснение сужения кольцевого воздушного канала в осевом компрессоре.

· Указание входной и выходной скорости ступени осевого компрессора.

· Указание, что осевые компрессоры имеют степени повышения давления до 35 и выходные температуры до 600°C.

· Описание причины крутки лопаток компрессора с помощью треугольников скоростей.

· Указание назначения ВНА.

· Указание причины щелканья компрессора при вращении на земле, т.е. из-за авторотации.

· Описание конструкции двух-(и трех-)вальных компрессоров современных двигателей, принципов их работы и достоинств.

· Определение терминов «срыв потока компрессора» и «помпаж».

· Указание следующих условий, вызывающих срыв потока и помпаж:

o резкое увеличение расхода топлива при повышении оборотов (RPM);

o низкие обороты, т.е. малый газ;

o сильный боковой ветер на земле;

o обледенение воздухозаборника двигателя;

o загрязнение или повреждение лопаток компрессора;

o повреждение воздухозаборника двигателя.

· Описание следующих индикаторов срыва потока и помпажа:

o ненормальный шум в двигателе;

o вибрации;

o колебания RPM;

o повышение EGT;

o иногда вырывание горящих газов из воздухозаборника и выхлопного устройства.

· Перечисление действий пилота в случае срыва потока.

· Описание конструктивных методов для минимизации вероятности возникновения срыва потока и помпажа.

· Указание мер для пилота по предотвращению возникновения срыва потока и помпажа.

· Описание диаграммы компрессора (диапазон помпажа) с линиями RPM, границы срыва потока, устойчивой работы и ускорения.

021 03 03 03 Диффузор. Описание функций диффузора

Типы компрессоров

Перед добавлением топлива в камеры сгорания и последующего расширения продуктов сгорания в турбинах, воздух необходимо сжать.

Существует два основных типа компрессоров, применяемых в настоящее время в двигателях: один формирует осевой поток через двигатель, а другой создает центробежный.

В обоих случаях компрессоры приводятся турбиной, которая соединяется с рабочими колёсами компрессоров при помощи вала.

Владельцы патента RU 2433073:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборник, выполненный с возможностью направления воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент (5), содержащий кожух (9), который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник. На части указанного воздухозаборника имеется звукопоглощающее средство (13), проходящее неразрывно вокруг кожуха, причем между звукопоглощающим средством и кожухом имеется зазор (14). Технический результат заключается в снижения степени вибрации гондолы. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к гондоле для турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборник, выполненный с возможностью направления воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент, содержащий охватывающий указанный вентилятор кожух, с которым соединен воздухозаборник, причем внутренняя поверхность указанного воздухозаборника, по меньшей мере, частично снабжена звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха.

Сила тяги самолета обеспечивается одной или несколькими силовыми установками, в состав которых входит турбореактивный двигатель, помещенный в имеющую форму трубы гондолу. Каждая силовая установка крепится к самолету с помощью пилона, расположенного, как правило, под крылом или на фюзеляже.

Конструкция гондолы традиционно включает в себя воздухозаборник, расположенный перед двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, в которую помещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя. В задней части гондолы находится, как правило, выходное сопло, выходное отверстие которого располагается за турбореактивным двигателем.

Воздухозаборник содержит, во-первых, кромку, выполненную таким образом, чтобы обеспечить оптимальное всасывание в сторону турбореактивного двигателя воздуха, необходимого для работы вентилятора и внутренних компрессоров, а во-вторых, задний конструктивный элемент, на которой установлена кромка и который обеспечивает надлежащее направление воздуха в сторону лопастей вентилятора. Весь этот узел расположен перед кожухом вентилятора, являющимся составной частью передней секции гондолы.

Из патентного документа US 3890060 известна гондола, снабженная звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно от заднего конструктивного элемента воздухозаборника до зоны за гондолой.

Из патентного документа US 4534167 известна система крепления воздухозаборника к кожуху среднего конструктивного элемента, обеспечивающая сохранение непрерывности звукопоглощающего средства.

Однако было замечено, что в случае установки звукопоглощающего средства, проходящего от заднего конструктивного элемента воздухозаборника до кожуха, полученная таким образом сборная конструкция становится статически неопределимой в зоне между фланцем для крепления звукопоглощающего средства заднего конструктивного элемента воздухозаборника и фланцем для крепления кожуха.

Целью настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков путем разработки гондолы для турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборник, обеспечивающий направление воздушного потока в сторону вентилятора турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент, содержащий кожух, который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник, внутренняя поверхность которого, по меньшей мере, частично снабжена звукопоглощающим средством, проходящим неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха, причем указанная гондола отличается тем, что между звукопоглощающим средством и кожухом имеется некоторый зазор.

При наличии некоторого зазора между кожухом и звукопоглощающим средством перестает существовать непосредственная связь между указанными звукопоглощающим средством и кожухом, благодаря чему понижается степень статической неопределимости.

Тем не менее, в условиях полета часть звукопоглощающего средства, расположенная в зоне кожуха, может подвергаться воздействию более или менее значительных вибраций в зависимости от длины участка звукопоглощающего средства, выступающей за пределы кожуха, причем указанные вибрации будут передаваться на всю гондолу, и в частности, на остальную часть звукопоглощающего средства, вследствие чего будут иметь место более или менее значительные деформации, которые приведут, в свою очередь, к аэродинамическим и акустическим возмущениям, обусловленным разрывом непрерывности линий обтекания звукопоглощающего средства. Устранению этих дополнительных проблем способствуют нижеперечисленные усовершенствования.

Целесообразно, чтобы звукопоглощающее средство была снабжено по меньшей мере одним средством усиления конструкции.

Предпочтительно, чтобы средства усиления конструкции содержали оболочку, соединенную со звукопоглощающим средством или выполненную с ним как единое целое.

Предпочтительно также, чтобы толщина оболочки в зоне кожуха уменьшалась в направлении вентилятора. Такая наклонная форма оболочки позволяет получить в зоне кожуха коническую конструкцию, причем эта форма повторяется взаимодополняющим образом в самом кожухе, который позволяет при этом получить направление переноса усилий, близкое к выравниванию по одной линии с остальной частью кожуха.

Целесообразно, чтобы звукопоглощающее средство было связано в зоне кожуха, по меньшей мере, с одним средством демпфирования вибраций.

Предпочтительно, чтобы средства демпфирования содержали средство упора, устанавливаемое на кожухе и препятствующее сближению со звукопоглощающим средством.

Целесообразно, чтобы средства демпфирования содержали по меньшей мере один упругий элемент, примыкающий к звукопоглощающему средству. В качестве такого элемента можно применить, например, упругую пластину, опирающуюся, с одной стороны, на звукопоглощающее средство, а с другой стороны на кожух. Также, в качестве подобного элемента можно использовать пружину.

Предпочтительно, чтобы средства демпфирования были выполнены с возможностью контакта со звукопоглощающим средством посредством по меньшей мере одного гибкого упора.

Дополнительно, задний конец звукопоглощающего средства может быть выполнен с возможностью взаимодействия с по меньшей мере одним дополняющим его по форме удерживающим средством, жестко связанным с кожухом.

Целесообразно, чтобы дополняющее по форме удерживающее средство содержало по меньшей мере один штырь, выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим гнездом, закрепленным или выполненным в заднем конце звукопоглощающего средства.

Целесообразно также, чтобы кожух был снабжен, по меньшей мере, одним буртиком, обеспечивающим поддержку звукопоглощающего средства в зоне его заднего конца.

на фиг.1 схематически показана общая конструкция гондолы турбореактивного двигателя согласно изобретению;

на фиг.2-9 показаны частичные виды соединения между воздухозаборником и кожухом гондолы, показанной на фиг.1.

Предлагаемая гондола 1, показанная на фиг.1, представляет собой полость, имеющую форму трубы, предназначенную для вмещения турбореактивного двигателя 2, и служит для направления создаваемых двигателем воздушных потоков, образуя внутренние и наружные линии обтекания, необходимые для получения оптимальных эксплуатационных характеристик. Кроме того, в гондоле помещены различные компоненты, необходимые для функционирования турбореактивного двигателя 2, а также различные вспомогательные системы, в частности реверсор тяги.

В частности, гондола 1 имеет переднюю секцию, образующую воздухозаборник 4, среднюю секцию 5, охватывающую вентилятор 6 турбореактивного двигателя 2, и заднюю секцию 7, которая охватывает турбореактивный двигатель 2 и в которую помещена система реверса тяги (не показана).

Воздухозаборник 4 разделен на две части, одна из которых, воздухозаборная кромка 4а, обеспечивает оптимальное всасывание в турбореактивный двигатель 2 воздуха, необходимого для работы вентилятора 6 и внутренних компрессоров, а вторая, задний конструктивный элемент 4b, с которым соединена кромка 4а, обеспечивает надлежащее направление воздуха в сторону лопастей 8 вентилятора 6. Весь этот узел расположен перед кожухом 9 вентилятора 6, являющимся составной частью средней секции 5 гондолы 1, и закреплен с помощью крепежных фланцев 10, 11, жестко связанных, соответственно, с задним конструктивным элементом 4b и с кожухом 9, с образованием стыка 12.

Задний конструктивный элемент 4b на внутренней стороне снабжен звукопоглощающим средством 13, которое с внутренней стороны кожуха 9, по меньшей мере, частично выходит за пределы стыка 12.

Конструкция кожуха 9 предусматривает наличие некоторого зазора 14 между кожухом и звукопоглощающим средством 13, при этом в зоне конца 15 звукопоглощающего средства, который соприкасается с кожухом 9 как раз перед лопастью 8, обеспечивается непрерывность линии обтекания внутреннего объема гондолы 1.

На фиг.2 и 3 показан усовершенствованный вариант реализации рассмотренной конструкции, в соответствии с которым звукопоглощающее средство содержит средства усиления конструкции. Дело в том, что во время полета часть звукопоглощающего средства 13, проходящая в зоне кожуха 9, подвергается действию более или менее значительных вибраций, которые, в свою очередь, создают аэродинамические и акустические возмущения. Как видно на фиг.2, звукопоглощающее средство 13 снабжено оболочкой 16, закрепленной на нем или выполненной с ним как единое целое. В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления, показанным на фиг.3, в той части звукопоглощающего средства 13, которая проходит внутри кожуха 9, толщина этой оболочки 16 уменьшается в направлении вентилятора 6, в результате чего образуется коническая форма. Соответственно, кожух 9 выполнен таким образом, чтобы повторять эту форму, благодаря чему передняя часть кожуха приобретает направление переноса усилий, близкое к выравниванию по одной линии с остальной частью кожуха.

В соответствии с другим вариантом осуществления или в порядке дополнения к уже рассмотренному кожух 9 снабжен, по меньшей мере, одним средством для ослабления вибраций звукопоглощающего средства 13. На фиг.4-7 представлены различные варианты реализации.

Как показано на фиг.4, кожух 9 снабжен средством 18 упора, соединенным с указанным кожухом с помощью фиксирующих элементов 19. Указанное средство 18 упора имеет головку 20, проходящую сквозь кожух 9 и заканчивающуюся гибким упором 21, соприкасающимся со звукопоглощающим средством 13.

Как показано на фиг.5, кожух 9 снабжен средством 22 поглощения вибраций, находящимся в жестком контакте со звукопоглощающим средством 13 посредством точечного упора 23. Указанное средство 22 поглощения вибраций можно настроить на необходимое давление. Точечный упор 23 можно при необходимости выполнить гибким.

Как показано на фиг.6, кожух 9 снабжен упругой пластиной 24, установленной в зазоре 14 и опирающейся как на кожух 9, так и на звукопоглощающее средство 13, вибрации которого она поглощает.

На фиг.7 показан вариант осуществления, в котором вместо упругой пластины 24 применена пружина 26.

Очевидно, что жесткость пружины 26 и упругой пластины 24 должна быть рассчитана таким образом, чтобы обеспечивалось поглощение вибраций.

В соответствии с еще одним вариантом или в порядке дополнения к уже рассмотренным кожух 9 снабжен по меньшей мере одним удерживающим средством, два примера выполнения которого проиллюстрированы на фиг.8 и 9.

Как показано на фиг.8, кожух 9 снабжен штырем 27, выполненным с возможностью взаимодействия с дополняющим его по форме гнездом 28 в звукопоглощающем средстве 13. Это гнездо 28 может быть либо закреплено на звукопоглощающем средстве 13, либо выполнено с ним как единое целое.

На фиг.9 показано, что кожух 9 снабжен полным или частичным буртиком 29, который предпочтительно расположен на внутренней поверхности кожуха 9 в зоне соединения со звукопоглощающим средством 13, рядом с вентилятором 6, причем указанный буртик выполнен с возможностью поддержания указанного звукопоглощающего средства. В случае необходимости в этой конструкции можно предусмотреть выполнение фаски для центровки.

Хотя выше изобретение было описано применительно к конкретным вариантам его реализации, очевидно, что оно никоим образом не ограничивается этими вариантами и охватывает самые разнообразные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их различные комбинации, при условии, что они не выходят за пределы объема изобретения.

1. Гондола (1) для турбореактивного двигателя (2), содержащая воздухозаборник (4), обеспечивающий направление воздушного потока в сторону вентилятора (6) турбореактивного двигателя, и средний конструктивный элемент (5), содержащий кожух (9), который охватывает указанный вентилятор и с которым соединен воздухозаборник, причем, по меньшей мере, на части внутренней периферийной поверхности указанного воздухозаборника имеется звукопоглощающее средство (13), проходящее неразрывно вдоль, по меньшей мере, части кожуха, отличающаяся тем, что между звукопоглощающим средством и кожухом имеется зазор (14).

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что звукопоглощающее средство (13) содержит по меньшей мере одно средство (16) усиления конструкции.

3. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что средство усиления конструкции содержит оболочку (16), соединенную со звукопоглощающим средством (13) или выполненную со звукопоглощающим средством как единое целое.

4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что толщина оболочки (16) в зоне кожуха (9) уменьшается в направлении вентилятора (6).

5. Гондола (1) по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что звукопоглощающее средство (13) в зоне кожуха (9) связано с по меньшей мере одним средством (18, 22, 24, 26) демпфирования вибраций.

Использование: на самолетах различных типов и назначений, эксплуатируемых с наземных аэродромов. Сущность изобретения: в передней части канала воздухозаборника выполнен дополнительный верхний вход, снабженный защитным устройством в виде шарнирно установленной в верхней части канала сплошной створки, взаимодействующей с верхним дополнительным и основным входами, а створки подпитки размещены в верхней части канала воздухозаборника за дополнительным верхним входом. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано на самолетах различных типов и назначений, эксплуатируемых с наземных аэродромов. В процессе эксплуатации самолетов с газотурбинными двигателями в наземных условиях на режимах работы двигателя на месте и на взлетно-посадочных режимах в каналы воздухозаборников с поверхности аэродрома могут засасываться потоком воздуха воздухозаборников или забрасываться колесами шасси различные посторонние предметы, оказавшиеся на взлетно-посадочной полосе (песчинки, гравий, осколки бетона, случайные металлические детали и т.п.). Попадание таких предметов в каналы воздухозаборников могут приводить к значительным повреждениям двигателей самолетов. Учитывая сложность обеспечения отсутствия на взлетно-посадочной полосе посторонних предметов, частично появляющихся вследствие разрушения самой взлетно-посадочной полосы в процессе ее эксплуатации, для аэродромов, интенсивно эксплуатирующихся при различных погодных условиях, и опасные последствия для самолета и его экипажа, вызывает необходимость разработки различных устройств для защиты воздухозаборников самолетов от попадания в них посторонних предметов. Известные защитные устройства воздухозаборников газотурбинных двигателей самолетов от попадания посторонних предметов препятствует подбросу (или снижают высот подброса) посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы и дальнейшему их засасыванию в канал воздухозаборника при работе двигателя (струйные системы защиты), осуществляют сепарацию попавших в воздухозаборники твердых частиц с отводом их от потока воздуха, попадающего в двигатель (сепараторные системы защиты) или механически не пропускают в каналы воздухозаборников посторонние частицы, превышающие определенные геометрические размеры сетчатые системы защиты (Airkraft Flight Conference Zhukovksy, Russia, August 21 September 5, 1993, ЦАГИ, с.148-156). Недостатками струйных систем защиты, осуществляющих выдув воздушных струй на поверхность аэродрома и препятствующих образованию вихря, подбрасывающего посторонние предметы к входу воздухозаборника, является зависимость степени защиты воздухозаборника от размера и веса посторонних частиц, от наличия и силы бокового ветра над поверхностью аэродрома, а также практическая невозможность защиты с помощью таких систем от посторонних предметов, подбрасываемых колесами шасси. Недостатками сепараторных систем защиты воздухозаборников, основанных на использовании инерционных свойств посторонних частиц, попавших в канал воздухозаборника и движущихся вместе с потоком воздуха, является необходимость специального профилирования канала воздухозаборника с формированием специальных дополнительных каналов для отвода из основного канала части воздуха с отсепарированными частицами, а также зависимость степени сепарации от удельного веса попавших в канал воздухозаборника посторонних частиц и изменения расхода воздуха через канал воздухозаборника, зависящие, в свою очередь, от режима работы двигателя и вызывающие часто трудно осуществимую необходимость регулирования процесса сепарации. Недостатками сетчатых систем защиты является возможность осуществления защиты с помощью таких систем только от посторонних частиц, превышающих по размерам размеры ячеек используемых сеток, опасность обледенения защитных сеток при определенных погодных условиях и значительные потери давления поступающего в воздухозаборники воздуха, вызванные гидравлическим сопротивлением сеток и возрастающие при уменьшении размеров их ячеек. Для улучшения характеристик воздухозаборников на взлетно- посадочных режимах применяются створки подпитки, располагаемые на боковой (Техника воздушного флота. 1991, N4, c.52) или нижней (Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990, с.255-259) стороне воздухозаборников. Наиболее близким к предлагаемому является воздухозаборник с сетчатой системой защиты (патент США N 2976952, кл. B 64 D 33/02 (F 02 C 7/04), 1961), содержащий основной вход, створки подпитки, панели, формирующие канал воздухозаборника, и установленное в канале поворотное защитное устройство. Недостатками этого технического решения является осуществление защиты от посторонних частиц, которые могут попасть в воздухозаборник только со стороны входа воздухозаборника и только превышающих по размерам размеры ячеек используемых сеток, опасность обледенения защитных сеток при определенных погодных условиях и значительные потери давления поступающего в воздухозаборники воздуха, вызванные гидравлическим сопротивлением сеток и возрастающие при уменьшении размеров их ячеек. При этом данное техническое решение не обеспечивает защиту от посторонних частиц, попадающих в канал воздухозаборника через отверстия створок подпитки. Целью изобретения является повышение эффективности устранения попадания в канал воздухозаборника посторонних предметов при работе на месте и на взлетно-посадочных режимах. Цель достигается тем, что канал воздухозаборника выполнен с дополнительным верхним входом в передней части канала, защитное устройство выполнено в виде сплошной створки, шарнирно закрепленной в верхней части канала с возможностью взаимодействия с верхним дополнительным и основными входами воздухозаборника, створки подпитки размещены в верхней части канала воздухозаборника после дополнительного верхнего входа. Выполнение канала воздухозаборника с дополнительным входом в передней части канала и выполнение защитного устройства в виде сплошной створки, шарнирно закрепленной в верхней части канала с возможностью взаимодействия с верхним дополнительным и основными входами воздухозаборника и размещение створок подпитки в верхней части канала воздухозаборника ни в патентной, ни в технической литературе не обнаружены, в связи с чем делается вывод о соответствии изобретения критериям "новизны" и "существенных отличий". На фиг. 1 изображена схема воздухозаборника самолета; на фиг.2 график зависимости значений коэффициента восстановления полного давления в сечении канала воздухозаборника, соответствующем плоскости входа в компрессор двигателя, на режимах согласованной работы воздухозаборника с двигателем и сравнение полученных значений с уровнем их стандартных значений на взлетно-посадочных режимах полета, соответствующих диапазону чисел Маха полета М 0.0,25. Воздухозаборник 1 самолета (фиг.1) содержит основной вход 2, створки подпитки 3, панели 4, формирующие канал воздухозаборника, завершающийся плоскостью 5 входа в компрессор двигателя, установленное в канале поворотное защитное устройство 6 и верхний дополнительный вход 7. При работе на месте и на взлетно-посадочных режимах полета поворотное защитное устройство 6 поворачивается и закрывает основной вход 2, открывая дополнительный верхний вход 7, открываются створки подпитки 3, расположенные за дополнительным верхним входом. При выходе из диапазона взлетно-посадочных режимов полета поворотное защитное устройство 6 поворачивается и закрывает дополнительный верхний вход 7, открывая основной вход 2, закрываются створки подпитки 3. На фиг.2 кривая 8 полученная в экспериментальных исследованиях зависимость, линия 9 стандартная зависимость уровня значений (Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. ВВИА им. Н. Е. Жуковского, 1990, с.287). Использование предлагаемого технического решения обеспечивает при работе на месте и на взлетно-посадочных режимах полета непопадание в канал воздухозаборника посторонних предметов, так как для этого технического решения на рассматриваемых режимах работы забор воздуха в канал воздухозаборника осуществляется из верхней полусферы окружающего пространства, а не из нижней, как в технических решениях аналогов и прототипа. При этом обеспечивается уровень значений коэффициента восстановления полного давления на уровне или выше его стандартных значений.

Формула изобретения

Когда вы совершаете свой вечерний моцион вокруг самолёта, то невольно оглядываетесь в поисках интересного для поржать.
И конечно же, у вас при этом возникают много вопросы.
Ну, несомненно, что это за штука там торчит, или для чего, впрочем, нужна вот эта дырка?

Именно поэтому сегодня мы поговорим о системе кондиционирования воздуха.

Надо под сказать, что система кондиционирования воздуха (СКВ) на самолётах обычно считается довольно сложной.
Но я постараюсь, чтобы все даже поняли, зачем оно там растёт и как работает. Не говоря уже о с важным видом объяснить соседу по полати.
Поэтому сначала обучимся теории, а там и до фоток дойдёт.

1. Для чего это нужно?
Человек любит дышать. Ему это как-то надо. Всё время.
Дышать ему надо в определённом диапазоне давления и температуры воздуха, иначе к счастливым родственникам долетят не все. Ведь на высоте давления воздуха мало, и он ещё и очень холодный.
Человеков в салуне много.
И вот это много надо снабдить воздухом в потребном количестве и комфортной температуры (и давления).
Этим, собственно, и занимается СКВ.

2. Из чего ён состоит и где находится?
В составе СКВ много всяких разных штук, но принципиально мы имеем следующее:
2.1. Систему отбора воздуха от двигателей и вспомогательной силовой установки (ВСУ).
2.2. Систему подготовки воздуха.
2.3. Систему распределения воздуха до потребителей.
Сегодня мне интересно рассказать о большей части именно что второго кусочка этой всем хорошей системы.

3. Как оно выглядит и работает.
Как всем нам давно уже стало понятно, бОльшая часть работы по подготовке воздуха выполняется как раз установками кондиционирования (Air Conditioning Packs), так что про эти самые паки (иже херувимы) я сейчас и немножко покажу и расскажу.
Паки обычно находятся под салоном, в районе центроплана. Вот мы как раз и откроем створочку:

Видим мы там примерно следующее:
два здоровых теплообменника (воздухо-воздушных радиатора = ВВР) серебристого цвета

, левее - чёрные пластиковые кожухи для прососа воздуха через ВВРы, и много труб.

Тут вот какая штука.
Воздух для работы системы отбирается от компрессора ВСУ или от компрессоров двигателей (если они запущены).
Там он очень горячий - сотни градусов. Если бы мы жили только зимой, то всё было бы попроще - охладили бы его, да и подали в салон.
Но у нас ведь бывают и весьма положительные температуры, при которых хочется салон не то чтобы не сильно подогреть, а очень даже и охладить.
Поэтому в СКВ мы должны поиметь холодильник неслабой такой производительности (салон на 170 горячих парней - ага?), причём желательно, чтобы он работал без привлечения сторонних ресурсов вроде электроэнергии.
Такая задача хорошо решилась с привлечением законов физики.
Как известно, воздух, как и любой газ, охлаждается при расширении. А ещё лучше он охлаждается, если у него ещё и отобрать энергию принуждением к работе.
Оба два этих способа используются в устройстве, называемом "турбохолодильник" (по-английски используют термин Air Cycle Machine = ACM). Вот он серенький такой чуть левее середины:


В нём бывший горячий воздух (а сейчас слегка уже охлаждённый в ВВР), но всё ещё под давлением, совершает работу по вращению турбины, и при этом расширяется и охлаждается.

Теперь можно уже упрощённо объяснить работу СКВ в целом.
Горячий воздух отбирается от ВСУ или двигателей,
предварительно охлаждается в теплообменниках (ВВР),
затем приводит турбину турбохолодильника и охлаждается там до температуры чуть выше нуля (чтобы не замёрзли пары воды),
а потом к нему подмешивается горячий воздух в количестве, необходимом для получения заданной из кабины температуры.
И в результате мы получаем в салоне прохладный воздух летом или тёплый - зимой.

Ещё немного деталей.

Вот такой хитрой формы воздухозаборник имеется практически у всех самолётов.


Через него забирается воздух на продувку ВВР. По этому характерному виду можно сразу понять, где у самолёта находятся паки кондиционирования.
У большинства самолётов паки находятся снизу центроплана.
А вот у Ан-148 - сверху:


(заборник воздуха - в правом верхнем углу фото)
Ну, и ещё у некоторых оригиналов они бывают в носу.

Проходное сечение канала воздухозаборника регулируется. На 737 - подвижной стенкой входной части канала со стороны фюзеляжа.
Этим регулируется охлаждение ВВР - ведь на высоте набегающий поток очень холодный (-60 градусов) и скоростной, так что створочку лучше прикрыть.

Характерным для 737 является наличие щитка перед каналом воздухозаборника:


Его установили, чтобы меньше всякой гадости попадало на разбеге - ведь фюзеляж у 737 сидит довольно низко, а грязь из-под передних колёс иногда летит.
У Эйрбасов входники находятся гораздо выше, и там таких щитков нету.

Между паком и нишей шасси, снизу, находится выходное отверстие для продувочного воздуха:


Оттуда дует слегка тёплым, и зимой там может быть интереснее, чем вокруг.

Кстати, во время стоянки, когда нет набегающего потока для продувки ВВРов, воздух через них просасывается вентилятором, который приводится той самой турбиной турбохолодильника.
Вот и полезная работа, которую он совершает при охлаждении воздуха. Сам себя обеспечивает, так сказать:)

При охлаждении воздуха содержащиеся в нём парЫ воды конденсируются в капли. Эта вода отводится из холодного воздуха, и впрыскивается в поток, направляемый на ВВРы. Таким образом, испаряя эту воду, они охлаждаются ещё сильнее.

Тэк-с... воздух мы с горем пополам охладили.
Теперь как бы порегулировать и вообще в тепло.

Регулировка температуры воздуха производится подмешиваением к холодному воздуху горячего.
На 737-800 вся герметичная часть фюзеляжа разделена на три условных зоны: кабина экипажа, передняя и задняя части пассажирского салона. Тремя же клапанами и подмешивается горяченькая.
Соответственно, в кабине экипажа, на потолочной панели, имеются три задатчика температуры:

(вот они внизу фотки)
Над ними находятся индикаторы отказа соответствующих каналов контролирующей аппаратуры.
Ещё выше - выключатель подмешивания горячего воздуха.
Слева вверху - прибор для контроля температуры воздуха в магистралях и в салоне.
Вверху справа - переключатель для выбора, а чего, собственно, температуру смотреть будем.

При отказе регулирования температуры воздуха паки сами перейдут на выдачу какой-то средней температуры вроде +24 градусов.

Для того, чтобы поэкономить на воздухе, обычно работают вентиляторы рециркуляции воздуха в пассажирской кабине.
Вот их выключатели как раз присели на соседней панели сверху:

Вентиляторы сосут воздух из салона через боковые нижние панели, затем он очищается фильтрами и подмешивается к свежему воздуху из паков.
Воздух же в кабину пилотов всегда подаётся только свежий.

Ниже выключателей, посредине, виден прибор, показывающий давление воздуха в магистралях.
Под ним - тумблер клапана кольцевания левой и правой воздушных магистралей. Как видно, воздух от каждого двигателя подаётся к своему паку, а ВСУ подключена к левой магистрали.
По сторонам от него - тумблеры включения паков.
Ниже - сигнальные табло неисправностей разных частей системы подготовки воздуха.
И в самом низу - включение отбора воздуха от ВСУ и двигателей.

В заключение залезем на территорию системы регулирования давления воздуха внутри самолёта.
Воздух внутрь салона подаётся через паки под постоянным давлением.
Регулирование давления внутри салона производится автоматической системой, регулирующей стравливание воздуха через выпускной клапан.
Он находится справа сзади самолёта, примерно под задней правой дверью (обведён красным):


Клапан представляет собой две створки, которые могут приводиться от трёх разных электродвигателей (для запаса на случай отказа).

На случай, когда вообще всё плохо, предусмотрены ещё два совсем уж аварийных чисто механических клапана, открывающихся при превышении определённого давления внутри фюзеляжа по отношению к забортному.
Вот эти клапаны выше и ниже выпускного клапана:

Если же вдруг давление внутри фюзеляжа станет ниже, чем снаружи, то клапаны отрицательного перепада откроются и выровняют этот перепад, впустив воздух внутрь самолёта:

Также на случай разгерметизации багажников имеются вышибные панели на потолке багажников.
Если вдруг образуется слишком большой перепад давления между багажниками и салоном, панели выдавятся и пустят воздух для выравнивания этого перепада.
Это нужно для того, чтобы не сложился пол салона.

Пожалуй, теперь про паки я вкратце рассказал.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам. Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем включает кольцевой канал (1), разделитель потока (5), выходной канал (6) очищенного воздуха, выходной канал (7) выброса посторонних частиц и предметов и пылезащитное устройство. Пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала, на его внутренней стенке (3), и выполнено кольцевым створчатым. Створки (4) в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении - створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса. Изобретение повышает эффективность работы воздухозаборника в отношении функции защиты двигателя самолета от попадания в его тракт посторонних частиц и предметов. 5 ил.

Рисунки к патенту РФ 2305054

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам, подводящим воздух к турбовинтовому двигателю, главным образом на самолетах местных воздушных линий, эксплуатирующихся как на аэродромах с бетонным покрытием, так и на грунтовых аэродромах.

На данных самолетах в наземных условиях, таких как запуск и опробование двигателей на стоянке, руление по аэродрому, разбег при взлете, пробег после посадки, без принятия специальных мер защиты в двигатели могут попасть через воздухозаборник частицы пыли различного размера, мелкие камни или кусочки бетона, вылетающие из-под переднего колеса. Кроме того, при запуске двигателя в него могут попасть оставленные при наземных работах возле входа в воздухозаборник или непосредственно в нем небольшие крепежные болты, гайки, шайбы, контровочная проволока и т.д.

Использование в силовых установках самолетов пылезащитных устройств, подобных установленным на вертолетах, нецелесообразно, ввиду существенно больших скоростей полета самолетов и вследствие этого, больших потерь полного давления воздуха в канале пылезащитного устройства.

Известна конструкция воздухозаборника фирмы Rolls-Royce (Англия) применительно к самолету с турбовинтовыми двигателями RB-550, проспект фирмы Rolls-Royce по двигателю RB-550, 1986 г., стр.1-2, 12.

В данной конструкции канал подвода воздуха на самолете к двигателю по конструкции напоминает -образное пылезащитное устройство вертолетного двигателя в отношении раздвоения в его канале потока на поток очищенного воздуха, поступающего к компрессору двигателя, и поток, отсасываемый с посторонними частицами и предметами.

Недостатком данного технического решения является то, что на участке от входного сечения до разделителя потоков канал практически не изогнут, и он не создает необходимых центробежных сил в потоке для сепарации частиц мелких и средних размеров.

Известно, что крупные частицы и посторонние предметы, попадая во вход канала воздухозаборника под некоторым углом к его оси и могут сепарироваться только в результате направленных отскоков в отсасываемый поток. Однако организация направленнных отскоков частиц в воздухозаборнике в результате удара их о стенки его канала, а также о какие-либо препятствия в нем фирмой «Роллс-Ройс» не предусмотрена.

Технической задачей заявляемого технического решения является повышение эффективности работы воздухозаборника в отношении функции защиты двигателя самолета от попадания в его тракт посторонних частиц и предметов.

Технический результат достигается в заявляемом воздухозаборнике самолета с турбовинтовым двигателем, выполненном в виде кольцевого канала, разделителя потока, выходного канала очищенного воздуха, выходного канала выброса посторонних частиц и предметов, пылезащитного устройства, причем пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала, на его внутренней стенке, и выполнено кольцевым створчатым, при этом створки в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении - створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.

Наличие в канале воздухозаборника пылезащитного устройства, выполненного кольцевым створчатым, обеспечивает при рабочем веерном расположении его створок эффективную сепарацию посторонних частиц и предметов за счет создания в нем криволинейного течения потока и кроме того, лопатки образуют препятствия, при ударе о которые крупные частицы и посторонние предметы отскакивают в отсасываемый поток и удаляются.

На фиг.1 схематично изображен внешний вид воздухозаборника самолета с турбовинтовым двигателем и размещенное в воздухозаборнике пылезащитное кольцевое створчатое устройство.

На фиг.2 схематично показано положение створок пылезащитного устройства на профильном сечении кольцевого канала воздухозаборника в сложенном их виде с перекрытием друг друга.

На фиг.3 схематично показано положение створок пылезащитного устройства на профильном сечении кольцевого канала воздухозаборника, установленных под углом к его внутренней стенке по потоку.

На фиг.4 схематично изображен внешний вид створок в сложенном виде с перекрытием друг друга на внутренней стенке кольцевого канала воздухозаборника и повторяющих форму кольцевого канала.

На фиг.5 схематично изображен внешний вид створок в рабочем положении, а именно установленных под углом к внутренней стенке кольцевого канала воздухозаборника по потоку.

Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем, включающий на фиг.1 пылезащитное кольцевое створчатое устройство, которое размещенно на внутренней стенке его кольцевого канала, состоит из канала 1, внешней стенки 2, внутренней стенки 3, и имеет створки 4, установленные на внутренней стенке 2 кольцевого канала 1, разделителя потока 5, выходного канала 6 очищенного воздуха, выходного канала 7 для выброса посторонних частиц и предметов. Воздухозаборник распложен в мотогондоле 8 самолета с турбовинтовым двигателем. Позиции 9 и 10 - соответственно втулка воздушного винта и воздушный винт самолета.

Работа воздухозаборника самолета с турбовинтовым двигателем, включающим пылезащитное кольцевое створчатое устройство, осуществляется следующим образом.

При полете самолета, когда попадание пыли и посторонних предметов в двигатель исключено, пылезащитное кольцевое створчатое устройство, состоящее из створок 4, находится в сложенном положении, фиг.2 и 4, при котором створки 4 совместно с остальной частью внутренней стенки 3 кольцевого канала 1 воздухозаборника образуют ровную поверхность и повторяют форму канала. При этом воздухозаборник работает в расчетном для полета режиме.

Дополнительных гидравлических потерь от наличия створок 4 в воздухозаборнике практически не возникает.

При нахождении самолета в условиях возможного попадания пыли и посторонних предметов в двигатель, створки 4 внутренней стенки 3 устанавливают под некоторым углом, но не более 70° к остальной части внутренней стенки кольцевого канала 1 воздухозаборника, фиг.3 и 5. При этом плавность течения потока в кольцевом канале 1 воздухозаборника существенно не нарушается, т.к. угол обращен в сторону, противоположную направлению течения потока в канале 1.

Величину угла установки створок 4 выбирают в зависимости от конкретной конструкции воздухозаборника самолета, но не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.

Установка створок 4 под углом к внутренней стенке 3 кольцевого канала 1 изменяет форму его профиля и, тем самым, повышает эффективность сепарации частиц и посторонних предметов, в виду возникновения центробежных сил в потоке, воздействующих на частицы и посторонние предметы, а также в виду придания ударившимся о створки 4 частицам и предметам направления отскока, способствующего их попаданию в канал 7 выброса.

Управление положением створок 4 в воздухозаборнике может осуществляться любым из приемлемых в каждом конкретном случае способов - электрическим, пневматическим или механическим, например тросовая проводка. Это упрощается тем, что створки конструктивно связаны между собой в едином узле.

Для того чтобы избежать образования льда на створках в условиях возможного обледенения, створки могут оснащаться, например, электрическим противообледенительным устройством.

Таким образом, применение предлагаемого технического решения позволяет в значительной степени повысить защищенность двигателей от попадания в их тракт посторонних частиц и предметов в условиях эксплуатации на самолетах с турбовинтовым двигателем.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Воздухозаборник самолета с турбовинтовым двигателем, выполненный в виде кольцевого канала, разделителя потока, выходного канала очищенного воздуха, выходного канала выброса посторонних частиц и предметов, пылезащитного устройства, отличающийся тем, что пылезащитное устройство установлено в месте перегиба канала на его внутренней стенке и выполнено кольцевым створчатым, при этом створки в закрытом положении расположены с перекрытием друг друга и повторяют форму внутренней стенки канала в месте их расположения, а в открытом положении створки образуют веерную конструкцию, установленную под углом к внутренней стенке канала по потоку, причем угол установки створок составляет не более 70° для изменения формы профиля кольцевого канала и направления частиц и предметов в канал выброса.