ДВИГАТЕЛЬ С БОКОВОЙ ТЯГОЙ ДЛЯ ПОСАДКИ САМОЛЕТОВ ПРИ БОКОВОМ ВЕТРЕ
SIDE-THRUST ENGINE FOR LANDING AIRCRAFT IN CROSSWIND

Изобретение относится к авиации, а именно к двигателям для осуществлении посадки (взлета) самолетов при наличии бокового ветра.
Известно, что наличие бокового ветра существенно усложняет посадку самолетов. Поскольку самолет сносится боковым ветром, то для компенсации сноса при посадке используют движение к посадочной полосе, отвернув самолет против ветра на угол сноса. При этом в самый последний момент перед касанием полосы пилот должен развернуть самолет строго по полосе, чтобы исключить боковой удар по шасси, который может привести к поломке стоек шасси и катастрофе. Это требует от пилота мастерства и самообладания.
Известен способ посадки самолета при боковом ветре с использованием несимметричной тяги двигателей самолета (заявка на изобретение №2015149094). Недостатком такого предложение является фактическая невозможность предотвращения сноса самолета боковым ветром. Такой способ позволяет только выправлять возможное рыскание самолета, т.е. повороты вокруг вертикальной оси. При наличии бокового ветра самолет будет сноситься по направлению вектора скорости ветра, поэтому для предотвращения такого сноса требуется создание компенсирующей действие ветра боковой силы.
Для создания компенсирующей боковой силы предложено (RU2466445) создавать несимметричное продольное аэродинамическое сопротивление правой и левой частей самолета с помощью аэродинамического тормоза на одном из крыльев. При этом возникает вращающий момент по направлению, который необходимо парировать отклонением вертикального руля. На руле в свою очередь возникает боковая сила, причем крыло, на котором создается дополнительное продольное сопротивление, выбирается таким образом, чтобы сила на вертикальном руле сдвигала самолет на ветер. Для самолетов с задним расположением руля направления дополнительное продольное сопротивление надо создавать на наветреном крыле. При этом дополнительное сопротивление предложено создавать в виде управляемого парашюта, устанавливаемым на крыле.
Недостатком предложенного решения является его низкая технологичность. Требуется не только разместить парашюты на крыле и вовремя выпустить парашют на одном из крыльев, но и необходимо постоянно контролировать его сопротивление. При порывах ветра (тем более при изменении его направления) требуется быстро менять сопротивление парашюта, а возможно и выпускать парашют на другом крыле и т.д. С учетом быстрого протекания процессов перемены ветра и самой посадки все это представляется трудно осуществимым.
Известны устройства для создания боковой тяги двигателя, которые обеспечивают всеазимутальное отклонение вектора тяги сопла (RU №2320882). Недостатком такого устройства является его сложность, громоздкость и дороговизна, в силу чего оно не находит применения в гражданской авиации, тем более, что в этом и нет необходимости. Для пассажирских самолетов достаточно иметь возможность обеспечить двигателем боковую тягу для исключения сноса самолета при посадке в случае наличия бокового ветра.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является разработка авиационного двигателя пассажирских самолетов, например, двухконтурного турбореактивного двигателя, с соплами боковой тяги.
Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является относительно простое быстродействующее сопло боковой тяги, обеспечивающее боковую тягу двигателя. В результате действия такого устройства у пилота отпадает необходимость при посадке с боковым ветром выдерживать угол сноса против ветра с последующим выравниванием самолета по полосе перед касанием. Это увеличит безопасность полетов и их надежность.
Получение технического результата изобретения осуществляют за счет того, что на каждой боковой стороне сопла внешнего контура двухконтурного газотурбинного двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Эластичная оболочка в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.
Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внешней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.
Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внутренней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.
К системе автоматического управления двигателем дополнительно подключены датчики скорости бокового ветра, углов открытия створок боковых сопел и степени раздува эластичной кольцевой оболочки, а также управляющие клапаны эластичной кольцевой оболочки.
Преимуществом предлагаемого изобретения является его относительная простота, которая позволяет быстро реагировать на изменения боковой ветровой нагрузки при порывах ветра. Кроме того, оно компактно и легко компонуется с системой реверса тяги, что позволит его размещать фактически на любом двигателе.
Предлагаемое устройство поясняется схемами и рисунком, представленными на фиг. 1-4. На фиг. 1 показано расположение прямоугольного окна бокового сопла и раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Фиг. 2 поясняет механизм открытия и закрытия окна. На фиг. 3 дана схема к расчету боковой силы ветра, действующей на самолет, а на фиг. 4 расчетная зависимость боковой силы от скорости ветра.
На фиг. 1-а показана гондола 1 двигателя, ограничивающая внешний контур 2 двигателя. Внешний контур 2 двигателя заканчивается соплом 3. Из внутреннего контура двигателя показана турбина 4, после которой расположено сопло 5 внутреннего контура. Гондола 1 по бокам имеет прямоугольные окна 6, соединяющие внешний контур 2 двигателя с атмосферой. Окна 6 закрываются створками 7, которые приводятся в действие тягами 8. За окнами 6 по ходу воздуха во внешнем контуре 2 двигателя установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка 9. На фиг. 1-а показана кольцевая оболочка 9. установленная на внешней обечайке внешнего контура 2, а на фиг. 1-б кольцевая оболочка 9 размещена на внутренней обечайке внешнего контура 2. Воздух высокого давления подается в оболочку 9 через отверстие 10, как показано на фиг. 1-а. Отверстие 10 соединено с одним из отборов воздуха компрессора двигателя (не показано). Стрелкой показана подача воздуха из отверстия 10 в оболочку 9. Аналогично стрелкой показано поступление воздуха в оболочку 9 на фиг. 1-б. Пунктиром на фиг. 1 показано положение тяги 8 при закрытой створке 7.
На фиг. 2 подробнее показан привод створки 7. Тяги 8 через оси 11 соединены со штоками 12 гидроцилиндров 13, имеющих поворотное крепление 14. Гидроцилиндры 13 размещены по обе стороны от створки 7 под внешней обечайкой гондолы 1. Оси 11 перемещаются вдоль щелевых разрезов в боковых стенках окон 6 (не показаны).
Устройство работает следующим образом. При посадке с боковым ветром по управляющей команде пилота открываются створки 7 с подветренной стороны двигателей. Это происходит за счет того, что штоки 12 гидроцилиндров 13 втягиваются и через оси 11 передают усилие на тяги 8. Тяги 8, закрепленные одним концом на створках 7, давят на створки и открывают их. Одновременно открывается клапан воздуха высокого давления и воздух поступает в раздуваемую эластичную кольцевую оболочку 9. Оболочка раздувается и частично перекрывает проходное сечение второго контура 2. Часть воздуха второго контура 2 пойдет через образованное сужение через сопло 3, а другая часть через окно 6 (боковое сопло) в атмосферу, создавая боковую тягу. При изменении ветра порывами боковая сила двигателя регулируется степенью открытия второй створки 7, находящейся на противоположной боковой стороне двигателя. Поскольку открытие створок 7 и создание боковой тяги приводит к падению основной тяги двигателя, то необходимая курсовая скорость движения самолета при посадке поддерживается соответствующим изменением режима работы двигателя. Наличие регулируемой боковой тяги двигателей самолета, осуществление работы правых и левых двигателей самолета с разной тягой и работа рулем направления позволит пилоту осуществлять заход на посадку без разворота самолета против ветра на угол сноса.
После касания полосы гидроцилиндры 13 выдвигают штоки 12, которые через оси 11 и тяги 8 оказывают тянущее усилие на створки 7 и закрывают их. Клапан воздуха высокого давления закрывается, а клапан, сообщающий объем оболочки 9 с атмосферой, открывается, и воздух, раздувающий оболочку 9, стравливается в атмосферу.
Пример 1. Применительно к определению боковых сил ветра, действующих на самолет, проведен оценочный расчет для ИЛ-96-300. Поперечное обтекание фюзеляжа самолета схематически представлено поперечным обтеканием 16 цилиндров, в которые вписан фюзеляж, поперечное обтекание киля рассмотрено, как поперечное обтекание плоской прямоугольной пластины той же площади. Размеры цилиндров и пластины определены по чертежу самолета ИЛ-96-300, расчетная схема представлена на Фиг. 3. Данные по коэффициентам сопротивления взяты из Справочника по гидравлическим сопротивлениям. И.Е. Идельчик. М. 1992, 672 с.
s
Результаты расчетов показаны на фиг. 4, где даны значения боковых усилий ветра в зависимости от его скорости при температуре 20°С и нормальном давлении. Здесь F -суммарное усилие,  - усилие на фюзеляж, a Ft - усилие, действующее на киль.
При заходе на посадку в режиме полетного малого газа тяга двигателя ПС-90 равна 5400 кгс, а для четырех двигателей самолета суммарная тяга равна 21600 кгс. Если при посадке самолет входит в зону бокового ветра, имеющего скорость 30 м/с, то сила сноса самолета в соответствии с графиком фиг. 4 составит 12000 кгс. Если принять, что максимальное раскрытие створки 7 равно 70 градусов. То боковая тяга четырех двигателей будет равна 12000 кгс при отборе из второго контура 0.371 расхода воздуха, при этом режим двигателей нужно поднять до 63.65% от номинального, т.е. нужно увеличить тягу каждого двигателя до 8592.5 кгс, а их суммарную тягу до 34370 кгс. В этом случае движение самолета будет по-прежнему осуществляться с линейной тягой двигателей в 21600 кгс, но при этом будет компенсироваться снос самолета боковым ветром. Таким образом, можно осуществлять посадку самолета даже при значительной скорости бокового ветра без разворота самолета против ветра на угол сноса.