САМОЛЕТ С УСТРОЙСТВОМ ПОДАЧИ СЖАТОГО ВОЗДУХА К ВИХРЕВЫМ ЗАКОНЦОВКАМ КРЫЛА

Область техники
Полезная модель относится к авиационной технике, в частности, к конструктивным элементам летальных аппаратов, и может быть использовано в пассажирских, транспортных самолетах в конструкции крыла с целью повышения аэродинамического качества за счет компенсации концевых вихрей на крыле.
Уровень техники
Известны устройства, использующие законцовку крыла летательного аппарата для компенсации концевого вихря.
Патент РФ №2233769, B64C 23/06, 2004 г.
Известна законцовка крыла летательного аппарата, включающая генератор вихревого потока, противоположного по направлению вращения концевому вихрю, имеющий гондолу с входным устройством, диффузором с закручивающим устройством и соплом. Концевая часть крыла выполнена с кожухом с незамкнутым радиусным поперечным сечением, образующим продольный вырез с верхней и нижней кромками на своей внешней боковой поверхности и закрепленным срединной своей частью на конце крыла.
В передней своей части кожух выполнен цилиндрическим, а в хвостовой части - сужающимся в виде поверхности с криволинейной образующей, т.е. поверхность кожуха выполнена с переменным радиусом.
При этом кожух выполнен так, что в поперечном сечении верхняя кромка образует центральный угол на оси кожуха, равный 80-110(вверх от горизонта, а нижняя кромка - 60-110(вниз от горизонта.
Недостатком данного изобретения является то, что законцовки рассчитаны только на 1 режим - крейсерский полет на малых углах. На больших углах при взлете - посадке законцовки не справляются с мощным концевым вихрем и аэродинамическое качество снижается, что приводит к уменьшению его транспортной эффективности.
Известна вспомогательная силовая установка (ВСУ) - вспомогательный источник энергии на транспортном средстве, не предназначенный для приведения средства в движение. ВСУ самолета обычно представляет собой относительно небольшой газотурбинный двигатель. Во многих случаях назначением ВСУ является запуск основного двигателя, а также обеспечение средства энергией на стоянках. Различные типы ВСУ устанавливаются на самолеты, а также на некоторые большие наземные и морские транспорты.
ВСУ самолета представляет собой газотурбинный двигатель и выполняется по следующим основным схемам: 1) одновальной, в которой отбор воздуха обычно осуществляется от общего компрессора, приводимого турбиной, расположенной с компрессором на общем валу, а генератор тока приводится от турбины через редуктор;
Частота вращения у таких ВСУ на рабочем режиме поддерживается постоянной, что обусловлено необходимостью привода генераторов переменного тока; 2) одно- или двухвальной с дополнительным компрессором, от которого отбирается воздух потребителю; 3) двухкаскадной, в которой воздух отбирается за компрессором низкого давления.
Наиболее близким к предлагаемой полезной модели по технической сущности и достигаемому результату является патент РФ на изобретение №2086475 от 10.08.1997 г."Крыло самолета".
Сущность данного устройства в том, что крыло содержит основную силовую часть, закрылки, предкрылки, интерцепторы. На торцах крыла установлены законцовки. Законцовка крыла выполнена в виде гондолы с высоким соотношением площади проходного сечения к площади миделя. При этом гондола снабжена воздухозаборной и сопловой частями. Более того, внутренняя поверхность гондолы выполнена с уступом, обращенным в сторону сопла, снабжена внутренним тангенциальным соплом, размещенным за уступом и связанным с источником сжатого воздуха, например, компрессором маршевого двигателя самолета. Тангенциальное сопло связано с трубопроводом и установлено непосредственно за кольцевым уступом, выполненным на внутренней поверхности гондолы и обращенным в сторону сопла так, чтобы выходящий через него воздух перемещался по внутренней поверхности гондолы к соплу, вращаясь в направлении, противоположном вращению концевого вихря. Трубопровод в своей магистрали снабжен управляемым клапаном, благодаря чему можно управлять подачей сжатого воздуха от компрессора маршевого двигателя в тангенциальное сопло.
Недостатком этого устройства является невысокая надежность работы, зависимость от режима работы двигателя. В случае отказа двигателя, воздух в законцовку не подается, работающая законцовка на другом конце крыла может привести к увеличению крена самолета, что снижает безопасность полета.
Сущность полезной модели (Раскрытие полезной модели)
Задачей настоящей полезной модели является разработка такой конструкции, которая обеспечивала бы надежную работу законцовок для погашения негативного действия вихревого потока и достижение более экономичной работы двигателя не только в режиме полета самолета, но и при его взлете.
Поставленная задача решается благодаря тому, что в самолете с устройством подачи сжатого воздуха к вихревым законцовкам крыла, содержащем маршевые двигатели, крыло с установленными на его концах вихревыми законцовками, выполненными в виде пустотелой гондолы с воздухозаборной и сопловой частями, где внутренняя поверхность сопловой части каждой гондолы выполнена с диаметром большим диаметра выходного сечения воздухозаборной части, образуя кольцевой уступ, и снабжена внутренним тангенциальным соплом, размещенным за уступом, и трубопровод, сообщающий компрессор маршевого двигателя с тангенциальным соплом, устройство подачи сжатого воздуха к вихревым законцовкам крыла содержит общий трубопровод, проложенный в передней части крыла по всему его размаху и связывающий фланцы отбора воздуха выходных ступеней компрессоров двигателей с законцовками через фланцы подвода воздуха, при этом фланцы отбора воздуха соединены с трубопроводом через дроссельные шайбы, обратные клапаны и запорные электромагнитные клапаны дополнительными трубопроводами.
Более того, устройство подачи сжатого воздуха к вихревым законцовкам крыла дополнительно содержит вспомогательную силовую установку, установленную в фюзеляже самолета и выполненную с устройством отбора воздуха от компрессора, связанного с трубопроводом через дроссельную шайбу, обратный клапан и электромагнитный запорный кран своим дополнительным трубопроводом.
Использование предлагаемого устройства обеспечивает следующие преимущества:
- эффективно снижается негативное влияние концевого вихря на крыле за счет того, что к законцовкам крыла подается сжатый воздух как от маршевого, так и от вспомогательных двигателей;
- при взлете самолета, когда необходима большая тяга, используется дополнительный источник - ВСУ;
- устройство не создает потери в тяге маршевых двигателей за счет незначительного дозированного отбора воздуха и получения дополнительной тяги законцовками крыла.
Перечень фигур, чертежей и иных материалов
На фигуре 1 показан общий вид самолета с вихревыми законцовками крыла, оснащенный системой отбора сжатого воздуха от двигателя и подачей его к законцовкам, выполненный в соответствии с полезной моделью.
На фигуре 2 показана структурная схема системы отбора сжатого воздуха от двигателя и подачи его к законцовкам.
Осуществление полезной модели
В соответствии с полезной моделью самолет (фиг.1), включающий фюзеляж 1, крыло 2, вертикальное оперение 3 и горизонтальное оперение 4, содержит маршевые двигатели 5 и 6, расположенные на правом и левом полукрыльях и выполненные с фланцами отбора воздуха от выходных ступеней компрессоров, и законцовки левого и правого полукрыльев 7 и 8.
Самолет содержит устройство подачи сжатого воздуха к вихревым законцовкам крыла 7 и 8.
Устройство подачи сжатого воздуха к вихревым законцовкам крыла (см. фиг.1 и 2) содержит трубопровод, связывающий фланцы отбора воздуха 11 и 22 выходных ступеней компрессоров двигателей 5 и 6 с законцовками 7 и 8, который проложен в передней части крыла по всему его размаху. Трубопровод состоит из общего трубопровода 9 с запорными электромагнитными кранами 14, 25, расположенными между законцовками 7, 8 и соединительными муфтами 29 и 31 соответственно, а также дополнительных трубопроводов 26, 27 и 28. Дополнительные трубопроводы 26 и 27 соединяют двигатели 5 и 6 с общим трубопроводом 9 через соединительные муфты 29 и 31, а дополнительный трубопровод 28 соединяет ВСУ 20 с общим трубопроводом 9 через дроссельную шайбу 19, обратный клапан 18, электромагнитный запорный кран 17 и соединительную муфту 30.
Фланцы отбора воздуха 11 и 22 подсоединены к общему трубопроводу 9 дополнительными трубопроводами26, 27 через дроссельные шайбы 23, 12 и обратные клапаны 13, 24. Дроссельные шайбы 12, 19, 23 выполнены таким образом, что отбирают ограниченное количество воздуха (не более 1-2%) от выходных ступеней компрессоров двигателей на основных режимах полета.
Законцовки левого и правого полукрыльев 7 и 8 установлены на торцах крыла и выполнены в виде гондол. Каждая из гондол выполнена пустотелой с высоким соотношением проходного сечения к ее внешнему диаметру и содержит воздухозаборную часть и сопловую часть, примыкающую к воздухозаборной и выполненную за одно с ней. При этом внутренняя поверхность сопловой части выполнена с диаметром большим диаметра выходного сечения воздухозаборной части, образуя кольцевой уступ, и снабжена внутренним тангенциальным соплом, размещенным за уступом (на чертежах не показано).
Проходное сечение гондолы, определяемое площадью выходного сечения воздухозаборника, может быть выполнено равным 0,6-0,9 площади сечения миделя гондолы, определяемым максимальным внешним диаметром гондолы, выполняемой преимущественно кругового сечения.
Гондола может быть выполнена каркасной конструкции, содержать шпангоуты, внешнюю обшивку и внутреннюю обшивку. Гондолы закреплены на торцевых нервюрах крыла. Боковая часть каждой гондолы в районе торцевой нервюры выполнена с отверстием для размещения тангенциального сопла. Тангенциальные сопла снабжены входными фланцами, связанными с фланцами подвода воздуха 10 и 16, установленными на концах трубопровода 9.
Тангенциальные сопла установлены непосредственно за кольцевым уступом, так, чтобы выходящий из них воздух перемещался по внутренней поверхности гондолы, двигаясь в направлении, противоположном направлению вращения концевого вихря, возникающему на конце крыла.
Устройство отбора сжатого воздуха от двигателя и подачи его к законцовкам работает следующим образом.
2
На режимах взлета, посадки и крейсерского полета самолета запорные электромагнитные краны 25 и 14 открыты и воздух, отбираемый за III-IV ступенью каскадами высокого давления компрессоров (Pотб=4-5 кгс/см), через дроссельный шайбы 23 и 12, обратные клапаны 24 и 13, поступает к фланцам подвода воздуха 10 и 16 и далее в вихревые камеры законцовок 7 и 8.
При подаче в сопла сжатый воздух, отталкиваясь от уступа, двигается в направлении сопл законцовок 7 и 8, перемещаясь в то же время по круговой внутренней поверхности гондолы. Это приводит к закручиванию воздуха, протекающего через гондолу. В результате струя воздуха, проходящая через гондолу, закручивается в сторону, противоположную вращению концевого вихря и при выходе из сопл законцовок 7 и 8 взаимодействует с ним, уменьшая его мощность. Таким образом, выходящий поток компенсирует концевой вихрь самолета и уменьшает вредное влияние концевого вихря, улучшая несущие характеристики крыла. Кроме того, создаваемый внутри гондолы вихрь осуществляет дополнительное подсасывание окружающего воздуха, который вместе с воздухом, поступающем от двигателя самолета, создают дополнительную тягу. Таким образом, происходит повышение аэродинамического качества крыла самолета и улучшаются летно-технические характеристики самолета.
Кроме того, устройство может содержать вспомогательную силовую установку (ВСУ) 20, установленную в фюзеляже самолета и выполненную с устройством отбора воздуха от компрессора, включающим фланец отбора воздуха 20, связанный с трубопроводом 9 через дроссельную шайбу 19, обратный клапан 18 и электромагнитный запорный кран 17 своими дополнительными трубопроводами.
В случае взлета самолета в условиях аэропорта, затрудняющих взлет (высокая температура, большая высота и т.п.) включают ВСУ 20, за счет которого в систему подачи воздуха поступает дополнительный воздух через дроссельную шайбу 19, обратный клапан 18 и электромагнитный кран 17. При этом законцовки 7 и 8 вырабатывают дополнительную тягу и обеспечивается взлет самолета в трудных условиях.
В случае отказа одного из двигателей 5 или 6 создается крен и разворот самолета в сторону отказавшего двигателя. Например, при отказе правого двигателя 6 возникает крен и разворот самолета в сторону отказавшего двигателя 6. Для компенсации возникшего крена перекрывают кран 25 и воздух от двигателя 5 через дроссельную шайбу 23, обратный клапан 24 по трубопроводу 9 через открытый кран 14 поступает на законцовку крыла 8. При этом воздух к законцовке 7 не поступает. В результате этого законцовка 8 создает дополнительную тягу и положительную подъемную силу на правом крыле, в то время, как законцовка 7 не создает тяги и прироста подъемной силы на левом полукрыле. Кроме того, в этот момент подключают ВСУ 20 и воздух от ВСУ через дроссельную шайбу 19, обратный клапан 18 по трубопроводу 9 через открытые краны 17 и 14 также поступает на законцовку крыла 8, создавая дополнительную тягу и увеличивая эффект выравнивания самолета.
Таким образом, вырабатывается восстанавливающий момент на правом крыле, что позволяет вместе с органами управления самолета частично компенсировать крен и повысить безопасность полета.
Таким образом, использование предлагаемого технического решения позволяет повысить безопасность полетов и улучшить летно-технических характеристики самолета.
Перечень использованных документов
1 http://ru.wikipedia.org
2 http://www.fviport.ru/news/2011/03/31/213163.html
3 Авиация. Энциклопедия. Научное издательство "Большая Российская энциклопедия" ЦАГИ им. Проф. Н.Е.Жуковского, Москва, 1994