МЕХАНИЧЕСКИЙ КОЛЕБАТЕЛЬНЫЙ КОНТУР Российский патент 1997 года по МПК F02K7/02 F02C7/04 

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в качестве механического колебательного контура для программного управления режимом работы спаренного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД), исполнительным элементом которого является газодинамический маятник (ГДМ).

Прототип насадка для тепломассообменных аппаратов (авт. св. N 1819661А1). Насадочное тело усовершенствованной конструкции предлагается в качестве механического колебательного контура. Задача управления спаренным ПуВРД решается путем присоединения к головной части двигателя прямоточной камеры, в которую помещен механический колебательный контур в виде газодинамического маятника адаптационного типа, представляющего собой участок крыла собранный из двух упругодеформируемых боковин -образного профиля шарнирно закрепленного в носовой части, причем прямоточная камера имеет прямоугольное сечение, а носовая часть маятника направлена навстречу газовоздушному потоку таким образом, что при поперечном перемещении кормовой части устройства возникает асинхронное перекрытие жаровых труб двигателя. Частота пульсаций спаренного ПуВРД находится в прямой зависимости от частоты поперечных перемещений маятника. Условия работы механического колебательного контура зависят от скорости поступающего в воздуховод потока и от кривизны упругодеформируемых боковин газодинамического маятника. Адаптация колебательного контура к режиму движущейся среды происходит от управляющего сигнала путем изменения осевого усилия регулируемой по длине стяжки расположенной на средней линии аэродинамического профиля.

Сущность изобретения состоит в том, что газодинамический маятник 1 (фиг. 1) является участком крыла изменяемой геометрии, представляющим собой в плане обращенный сам на себя ij

-образный профиль. Устройство 1, помещение в прямоточную камеру 2 (фиг.3), выводится из состояния покоя напором воздуха, который поступает через воздухозаборники летательного аппарата. Аэродинамические характеристики профиля и то обстоятельство, что тело 1 в прямоточной камере 2 закреплено шарнирно в области передней кромки с помощью цапф 7 (фиг. 5-6), либо призматического автоколебания. Возмущенная в результате этого процесса среда приобретает характер "вихревой дорожки Кармана". В данной структуре вихри одного ряда вращаются в одном направлении (правовинтовое вращение +), второго ряда в противоположном (левовинтовое вращение-).

Винтовая струя создает в окружающей среде смещение в продольном относительно струи направлении, Такая струя соответствует элементарному винтовому дуплету в гидродинамике. Так как вихри выступают дуплетами, то потоки, текущие вдоль осей вихрей, будут переходить из вихрей одного ряда в вихри второго ряда, вследствие чего произойдет частичное взаимогашение вихрей. Во избежание потерь энергетики вихрей предлагается разделить разнополярные вихревые структуры, на два равных потока.

На фиг. 2 схематически изображено положение газодинамического маятника 1 в прямоточной камере 2 ПуВРД. На фиг. 3 то же (вид сбоку). На фиг. 4 -5 показано устройство газодинамического маятника. На фиг. 6-7 возможное конструктивное исполнение носовой части с балансиром. На фиг. 8 9 фазы работы спаренного ПуВРД.

Работа механического колебательного контура исполнительным элементом которого является газодинамический маятник осуществляется следующим образом. При набегании газовоздушного потока на боковые плоскости тела и благодаря тому, что его передняя кромка шарнирно закреплена в корпусе прямоточной камеры 2 возникают поперечные колебания тела за счет сил Кармана, которые тем интенсивнее, чем выше скорость относительно системы. Совершая колебательные движения маятник 1 поочередно направляет основной объем воздуха в первую и вторую камеры сгорания двигателя 4, где происходит перемешивание окислителя с топливом и его поджигание известными способами. Продолжительное воздействие на перемешивание компонентов горения имеет то аэродинамическое свойство профиля (фиг.1), что в момент перекладки маятника за кормовой частью ij

образно изогнутой боковины возникает цилиндрический газовый вихрь. "Падение вязкости в пограничном слое вихря, с одной стороны и отброс центробежной силой газа из центральной области вихря на периферию, с другой стороны, способствуют тому, что газовый вихрь формируется как вращающаяся труба в стенках которой размещается основная масса вихря. вихрь начинает сжиматься внешним давлением". (Ацюковский В.А. Общая эфиродинамика. с. 68-76). Сжимающийся вихрь 5 (фиг.8) направляется в воздуховод переменного сечения 3 прямоточной камеры 2, а затем в рабочую камеру 4. Незначительная часть воздуха проникает в неработающую камеру 4', где происходит продувка. Цикл повторяется по гармоническому закону (фиг.9). Для беспрепятственного перемещения боковых поверхностей колебательного контура 1 в прямоточной камере 2 предусматривается минимально возможный зазор C-C (фиг.3).

Газодинамический маятник 1 (фиг. 4-5) состоит из носовой части 5 с продольными пазами 6 и неподвижно запрессованными (залитыми) цапфами 7 по осевой ОО с ограничительными выступами 8 цилиндрической или прямоугольной формы, причем цапфы 7 имеют нагнетательно-сливные гидроканалы управления 9. В пазы 6 переменной глубины вставлены упругодеформируемые боковые плоскости 10, в носовой части повторяющие профиль 6, а в кормовой части скрепленные (например склепанные) между собой через пластину 11, имеющую втулку 12 в средней части. Через втулку 12 проходит шток 13 гидроцилиндра управления 14. На конечную часть штока 13 неподвижно укреплен, например, штампованный ползун 15, обладающий антифрикционными свойствами, причем ползун 15 вписывается в сечение равнобедренной трапеции, а большее основание сечения обращено от пластины 11 в сторону кормовой части маятника и выполняет функцию клина. На фиг. 6 с целью более устойчивой работы колебательного контура исполнительный гидроцилиндр 14 вынесен вперед за осевую ОО носовой части 5. Корпус гидроцилиндра 14 с поршнем и штоком 13 служит дифференцирующим балансиром. Так при втягивании штока 13 гидроцилиндра 14 увеличивается осевое усилие от перемещения клинового ползуна 15 на коротком участке боковых поверхностей 10 (фиг. 4) и как следствие изменяется общая кривизна аэродинамического профиля на величину ΔY (фиг. 4, 1). Одновременно с возрастанием кривизны профиля увеличивается амплитуда колебаний кормовой части маятника 1, а перемещение поршня гидроцилиндра 14 в сторону от кормовой части служит добавочным грузом дифференцирующего балансира, в итоге работа колебательного контура приобретает устойчивый характер. На фиг. 7 показан вариант носовой части 5 маятника 1 с двумя плоскими балансировочными грузами 16, закрепленными неподвижно на выступах 8 цапф 7, причем ось качания маятника смещена от осевой 00 в сторону кормовой части и находится в призмах 17, установленных на горизонтальных стенках прямоточной камеры 2. Такой вариант конструкции маятника предполагается использовать в стационарных газовоздуховодах, например в качестве привода контрольно-измерительных приборов, а также в промышленных пульсирующих горелках, выполненных по схеме фиг. 2, 3 с известными качественно-расходными характеристиками.

Работа механического колебательного контура в качестве программного управляющего устройства спаренного ПуВРД осуществляется следующим образом. При достижении летательным аппаратом скоростных характеристик достаточных для запуска двигателя постепенно растормаживается осевое устройство газодинамического маятника, поток воздуха на входе в прямоточную камеру 2 приобретает незначительную асимметрию известными способами. Во время пуска колебательного контура аэродинамический профиль газодинамического маятника максимально пологий, т. е. клиновой ползун 15 отведен в крайнее положение. По мере раскачивания маятника толщина профиля увеличивается (способ описан выше). При достижении необходимой амплитуды колебаний маятника 1 шток 13 гидроцилиндра 14 фиксируется. Тяга ПуВРД изменяется с помощью частоты пульсаций камер сгорания 1П двигателя, которая находится в прямой зависимости от кривизны аэродинамического профиля газодинамического маятника 1. При маневрировании ЛА возможно неравномерное изменение тяги камер сгорания 1-П путем отклонения сектора колебаний маятника от оси симметрии ПуВРД в необходимую сторону, для чего на входе в прямоточную камеру 2 создается асимметрия газовоздушного потока известными способами. Таким образом механический колебательный контур является устройством, которое переключает поток газовоздушной среды на входе в камеры сгорания ПуВРД, служит вихреобразователем и изменяет тягу двигателя от управляющего сигнала координационного центра.

Использование: в авиационной технике и может быть использовано в качестве механического контура для программного управления режимом работы спаренного пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. Сущность изобретения: в прямоточной камере головной части двигателя помещен механический колебательный контур в виде газодинамического маятника адаптационного типа, представляющего собой участок крыла собранный из двух упругодеформируемых боковин -образного профиля, шарнирно закрепленного в носовой части, причем прямоточная камера имеет прямоугольное сечение, а носовая часть маятника направлена навстречу газовоздушному потоку, причем на выходе камера разделяется на два равнозначных сужающихся к периферии канала соединенных с камерами сгорания ПуВРД, а кормовая честь маятника в динамическом состоянии управляет газовоздушным потоком поступающим в камеры сгорания двигателя по гармоническому закону. 2 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Механический колебательный контур, содержащий воздуховод с помещенным в него телом регулируемой полноты в виде упругодеформируемого крыла симметричного профиля с загибом хвостовой части и осью вращения на передний кромке, отличающийся тем, что устройство состоит из носовой части с цапфами и пазами переменной глубины, предназначенными для помещения и осевой центровки в них передних кромок упругодеформируемых боковин, причем цапфы снабжены гидроканалами управления. 2. Контур по п. 1, отличающийся тем, что исполняющий гидроцилиндр вынесен за переднюю кромку тела по нормали к оси шарнирного подвеса, проходит через середину носовой части и служит дифференцирующим балансиром. 3. Контур по пп.1 и 2, отличающийся тем, что в условиях незначительного разброса скоростей газовоздушной среды балансир тела установлен на выступах цапф, а в качестве осевого устройства применены призмы, укрепленные на горизонтальных стенках прямоточной камеры.