СИСТЕМА ВСАСЫВАНИЯ ДЛЯ ОТСОСА ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ
SUCTION SYSTEM FOR BOUNDARY-LAYER SUCTION

Изобретение относится к системам всасывания для отсоса пограничного слоя на самолете, на внешней оболочке несущей конструкции которого имеются поверхности всасывания в зонах критического обтекания, и используется по меньшей мере один воздушно-реактивный двигатель, обеспечивающий всасывание, необходимое для отсоса пограничного слоя.
Система всасывания указанного типа описана в документе DE 19820097 C2. Сила всасывания, необходимая для отсоса пограничного слоя, обеспечивается в этой системе эжекторным насосом, установленным в основном потоке двигателя. Такая система всасывания имеет то преимущество, что сила всасывания для отсоса пограничного слоя создается в ней без использования движущихся частей, и, соответственно, она имеет высокую надежность. Однако существенным недостатком этой системы всасывания является значительная потеря мощности из-за того, что эжекторный насос размещается в основном потоке двигателя. При этом нельзя избежать потерь мощности и в том случае, когда система всасывания не используется.
Целью настоящего изобретения является создание системы всасывания для отсоса пограничного слоя, которая обладает высокой эффективностью преобразования энергии и отличается отсутствием потерь мощности в режимах работы, когда система всасывания не используется.
Эта цель достигается в предлагаемой в изобретении системе всасывания, предназначенной для отсоса пограничного слоя, путем отбора воздуха из зоны высокого давления двигателя с помощью ответвления (или отводной линии) от трубопровода, и затем этот воздух используется для привода турбины турбонагнетательного агрегата, компрессор (или эжекторный насос) которого создает силу всасывания, необходимую для отсоса пограничного слоя.
Предлагаемая в изобретении система всасывания обеспечивает достижение вышеуказанной цели за счет того, что турбонагнетательный агрегат обладает высокой эффективностью преобразования энергии, и подсоединение отводной линии для отвода воздуха, отбираемого от двигателя, может быть выполнено таким образом, что мощность двигателя не будет теряться, когда отводная линия перекрыта.
В двухконтурном двигателе, в котором имеется внутренний и наружный контуры, выгодно отбирать воздух из зоны компрессора высокого давления, поскольку при этом становится возможным обеспечивать максимально возможную мощность для турбонагнетательного агрегата.
В соответствии с другим вариантом реализации изобретения линия нагнетания компрессора (или эжекторного насоса) турбонагнетательного агрегата выходит в основной поток двигателя в зоне низкого давления. Такая конструкция способствует поддержанию перепада давлений между системой каналов всасывания, предназначенной для отсоса пограничного слоя, и выходом линии нагнетания, то есть перепада давлений, который должен преодолеваться компрессором турбонагнетательного агрегата, как можно более низким для того, чтобы сила всасывания, создаваемая компрессором, могла быть использована самым оптимальным образом.
В другом предпочтительном варианте реализации изобретения вместо одного высокопроизводительного турбонагнетательного агрегата используется несколько турбонагнетательных агрегатов малой мощности, которые размещаются в зоне подвески двигателя и/или его обтекателя. Достоинство такого варианта заключается в том, что для турбины турбонагнетательного агрегата могут быть использованы короткие линии нагнетания и всасывания так, что потери давления и тепла могут быть сравнительно невысокими.
Также предпочтительным является использование одновальной конфигурации турбонагнетательного агрегата, поскольку части современных агрегатов подобного типа имеют простую конструкцию, и поэтому их производство является сравнительно дешевым.
Вариант реализации изобретения описывается ниже со ссылками на прилагаемые фигуры. На фигурах показано:
Фигура 1 - вид крыла летательного аппарата с поверхностями всасывания для отсоса пограничного слоя, а также двигателя летательного аппарата, размещенными под этим крылом.
Фигура 2 - схематический вид поперечного сечения двигателя летательного аппарата, представленного на фигуре 1, с предлагаемой в изобретении системой всасывания для отсоса пограничного слоя.
На фигуре 1 представлен пример конструкции летательного аппарата, внешняя обшивка которого содержит поверхности всасывания в зонах критического обтекания, а именно крыла 4 летательного аппарата, которое снабжено поверхностями 41, 42 всасывания. Двигатель 1 установлен на крыле 4 летательного аппарата с помощью соответствующей подвески 12 двигателя. Линия 23 всасывания для отсоса пограничного слоя через поверхности 41, 42 всасывания проходит от крыла 4 к зоне двигателя 1, которая обозначена ссылочной позицией Z. В этой зоне Z размещается предлагаемая в изобретении система всасывания для отсоса пограничного слоя. Необходимо иметь в виду, что обтекатель двигателя также может быть снабжен вышеупомянутыми поверхностями всасывания для отсоса пограничного слоя.
На фигуре 2 представлен схематический вид сечения, проходящего через зону Z двигателя летательного аппарата. Двигатель летательного аппарата в целом обозначен ссылочным номером 1. Этот двигатель имеет так называемую двухконтурную конфигурацию, в которой основной поток Н после так называемого вентилятора с передним расположением разделяется на поток К внутреннего контура и поток М наружного контура. Поток К внутреннего контура выходит из сопла двигателя через компрессор 11 высокого давления и турбину высокого давления. Зона высокого давления возле компрессора 11 высокого давления обозначена ссылочной позицией Р. В этой зоне к двигателю 1 подсоединена отводная линия 10 для отвода отбираемого воздуха высокого давления. Отводная линия 10 проходит в турбонагнетательный агрегат 2. Турбонагнетательный агрегат имеет одновальную конструкцию, которая содержит турбину 20 и компрессор (эжекторный насос) 24. Отбираемый воздух, который отводится от компрессора 11 высокого давления, вращает турбину 20 и затем возвращается в основной поток Н двигателя 1 через выпускную линию 21. Компрессор 24 турбонагнетательного агрегата 2, который приводится турбиной 20, направляет воздух из линии 23 всасывания в основной поток Н двигателя 1 по линии 25 нагнетания, и при этом линия 25 нагнетания выходит в основной поток Н двигателя в зоне U низкого статического давления.
Вместо одного высокопроизводительного турбонагнетательного агрегата 2 можно использовать несколько менее мощных турбонагнетательных агрегатов, которые легче разместить в нужном месте. Такие менее мощные турбонагнетательные агрегаты обозначены ссылочными позициями 2а и 2b и показаны на фигуре 2 пунктирными линиями. Достоинством использования турбонагнетательных агрегатов меньшей мощности являются лучшие возможности по их размещению в подвеске 12 двигателя или в его обтекателе, как показано на фигуре 2.
Также следует иметь в виду, что ссылочные обозначения в формуле изобретения не должны рассматриваться как ограничивающие ее объем.
Перечень ссылочных обозначений
1 - двигатель летательного аппарата;
2 - турбонагнетательный агрегат;
2а - турбонагнетательный агрегат малой мощности;
2b - турбонагнетательный агрегат малой мощности;
4 - крыло;
41 - поверхность всасывания крыла 4;
42 - поверхность всасывания крыла 4;
10 - отводная линия;
11 - компрессор высокого давления;
12 - подвеска двигателя;
20 - турбина;
21 - выпускная линия;
23 - всасывающая линия;
24 - компрессор (эжекторный насос);
25 - линия нагнетания компрессора 24;
Н - основной поток;
К - внутренний контур;
М - внешний контур;
Р - зона высокого давления;
U - зона низкого давления;
Z - зона двигателя 1 с системой всасывания для отсоса пограничного слоя.