ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С СИСТЕМОЙ ЛАМИНАРИЗАЦИИ ОБТЕКАНИЯ Российский патент 1995 года по МПК B64C21/08 F02C6/00 

Изобретение относится к области авиастроения, ракетной техники и двигателестроения.

Известна конструкция летательного аппарата с ламинаризацией обтекания крыла [1], где щели, через которые производится отсос воздуха с поверхности крыльев, соединены трубопроводами с компрессором системы ламинаризации, при помощи которого масса отсасываемого воздуха выбрасывается за борт самолета со скоростью, равной или превосходящей скорость полета. Энергия для привода компрессора системы ламинаризации отбирается с валов основных двигателей.

Недостатком этой конструкции является то, что снижается тяга основных двигателей, уменьшается положительный эффект, вызванный ламинаризацией обтекания, ограничивается расход отсасываемого воздуха.

Известна также конструкция самолета с системой ламинаризации обтекания крыла и хвостового оперения [2], которая состоит из щелей на поверхностях крыльев и хвостового оперения, соединенных трубопроводами с компрессорами системы ламинаризации, валы которых связаны с валами вспомогательных силовых установок. Воздух из компрессоров системы ламинаризации и горячий газ из вспомогательных силовых установок выводятся за борт самолета.

В этой конструкции самолета тяга основных двигателей не уменьшается, но увеличивается расход топлива, что также уменьшает положительный эффект от ламинаризации обтекания, увеличивает вес системы ламинаризации и ограничивает расход отсасываемого воздуха.

Наиболее близким к изобретению техническим решением, выбранным в качестве прототипа, является конструкция летательного аппарата с системой ламинаризации обтекания [3] , включающая расположенные на поверхности крыльев щели, соединенные трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации, внутренний контур, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину, вспомогательный контур, имеющий силовую турбину, расположенную на одном валу с компрессором системы ламинаризации, и подключенный трубопроводом к области между промежуточными ступенями турбины, причем выходные сечения компрессора системы ламинаризации и силовой турбины соединены с атмосферой.

К недостаткам прототипа относятся снижение тяги основных двигателей, уменьшение положительного эффекта, вызванного ламинаризацией обтекания, и ограничение расхода отсасываемого воздуха.

Целью изобретения является повышение экономичности и надежности.

Указанная цель достигается тем, что вспомогательный контур подключен трубопроводом к области за компрессором внутреннего контура и снабжен последовательно соединенными теплообменником, камерой сгорания и турбиной, выход которой подключен к силовой турбине, причем выходные сечения компрессора системы ламинаризации и силовой турбины подключены соответственно к проточной части компрессора и камере сгорания внутреннего контура.

Экономичность повышается за счет утилизации внутренним контуром тепла газов вспомогательного контура и энергии диссипации из проточной части компрессора системы ламинаризации. Надежность работы увеличивается за счет снижения максимальных локальных температур в камере сгорания и неравномерности температурного поля на входе в турбину внутреннего контура, а также уменьшения напряжений в рабочих лопатках этой турбины. Вследствие отсутствия дополнительных затрат мощности и топлива на организацию работы системы ламинаризации, а следовательно, отсутствия жесткого ограничения на расход отсасываемого воздуха требования к точности выполнения размеров щелей на аэродинамических поверхностях могут быть существенно снижены, что также повышает надежность работы.

Летательный аппарат с системой ламинаризации обтекания, в общем случае состоящий из фюзеляжа, крыльев и хвостового оперения, содержит систему ламинаризации, показанную на чертеже и включающую щели отсоса 1 на внешних и внутренних аэродинамических поверхностях, например на крыльях, фюзеляже, стенках воздухозаборника, компрессор 2 системы ламинаризации, внутренний контур, состоящий из компрессора 3, камеры сгорания 4 и турбины 5, вспомогательный контур, содержащий последовательно соединенные теплообменник 6, компрессор 7, камеру сгорания 8, турбину 9 и силовую турбину 10.

Использование: в авиастроении, ракетной технике и двигателестроении. Сущность изобретения: расположенные на поверхности крыльев щели соединены трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации (КСЛ), выход из которого подключен к проточной части компрессора внутреннего контура (ВК). Силовая турбина вспомогательного контура расположена на одном валу с КСЛ, а ее выход подключен к камере сгорания ВК. 1 ил.

ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С СИСТЕМОЙ ЛАМИНАРИЗАЦИИ ОБТЕКАНИЯ, включающий расположенные на поверхности крыльев щели, соединенные трубопроводами с входом компрессора системы ламинаризации, внутренний контур, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину, вспомогательный контур, имеющий силовую турбину, расположенную на одном валу с компрессором системы ламинаризации, отличающийся тем, что, с целью повышения экономичности и надежности, вспомогательный контур снабжен последовательно соединенными теплообменником, компрессором, камерой сгорания и турбиной, выход которой подключен к силовой турбине, причем выход компрессора системы ламинаризации и выход силовой турбины подключены соответственно к проточной части компрессора и камере сгорания внутреннего контура.