СИСТЕМА ГЕНЕРАТОРОВ ОТСОСА САМОЛЕТА ДЛЯ ПОДДЕРЖАНИЯ ЛАМИНАРНОСТИ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ Российский патент 1998 года по МПК B64C21/08 

Изобретение относится к системе генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя. С ее помощью при использовании энергетических ресурсов, традиционно используемых для создания сжатого воздуха, производится отсос потока пограничного слоя в критических в отношение потока местах структуры внешней обшивки самолета.

Известный способ оказания влияния на пограничный слой на поверхности структурного профиля самолета основывается на том, что для отсоса потока пограничного слоя в качестве привода отсосного генератора до настоящего времени применяются приводимые в движение извне компрессоры. Эта дополнительно выделяемая мощность привода означает повышенные расходы по уходу и ремонту, и уменьшение надежности системы вследствие наличия вращающихся приводных частей. Кроме того, из-за большого веса компрессоров увеличивается расход топлива самолета.

Из DE-AS 1 280 057 известно далее, что для отсоса несущего крыла самолета соединительные трубопроводы для подачи воздуха соединяются с отсасывающим источником, размещенным внутри самолета, при этом названный литературный источник не содержит подробностей о функционировании источника отсоса. В названном источнике не содержаться также данные, указывающие на то, что отсос потока пограничного слоя мог бы производиться над поверхностью несущего крыла с помощью системы генераторов отсоса с использованием энергетических ресурсов самолета, традиционно применяемых для создания сжатого воздуха.

Далее, в DE 41 28 078 A1 показана система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя с помощью эжекторного насоса, приводимого в действие подводимым потоком сжатого воздуха, при этом поток сжатого воздуха отбирается из воздуха двигателя. Эжекторный насос содержит в качестве привода компрессор, который служит для реализации функции отсоса пограничного слоя. В случае такого использования системы генераторов отсоса невозможно избежать высокой стоимости эксплуатации, включающей большое потребление топлива.

Тот факт, что специалистам известно применение сопел Лаваля в системах отсоса в области авиации, показан в DR-PS 736 114 и в US31 49 804. Согласно DR-PS 736 114 сопло Лаваля работает от воздуха, непосредственно отбираемого с двигателей. Кроме того, решение согласно US 31 49 804 не содержит поточного привода эжекторного насоса.

Далее, специалистам известно применение энергетически заряженного газа, исходящего от двигателей, для отсоса пограничного слоя с аэродинамических деталей с помощью эжекторного насоса. При этом с помощью энергии выхлопных газов двигателей создается и поддерживается под отсасываемой профильной поверхностью (поверхностями) разряжение, которое используется для реализации функции отсоса пограничного слоя. При использовании такой системы генераторов отсоса возникают дополнительные расходы, включающие повышенный расход топлива.

Все названные решения не предлагают мер по использованию избыточной энергии сжатого воздуха герметической камеры (герметического фюзеляжа) и отбираемого от двигателей самолета воздуха в комбинации (по выбору и/или в зависимости от высоты полета) для регулируемого привода эжекторного насоса с целью реализации функции отсоса пограничного слоя.

Поэтому в основе изобретения лежит задача создать такую систему генераторов отсоса самолета, которая бы работала с применением энергетических ресурсов, традиционно используемых для создания сжатого воздуха на борту, и без использования дополнительной энергии, с целью поддержания ламинарности пограничного слоя в критических местах структуры обшивки самолета с помощью отсоса. Одновременно с помощью изобретения должна быть повышена надежность системы и снижены расходы на ремонт и обслуживание, при этом при ограничении увеличения веса системы генераторов отсоса она должна занимать меньший объем.

Эта задача решается с помощью мер, приведенных в п. 1 формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения приводятся целесообразные варианты реализации этих мер.

На чертеже показана обзорная схема потоков воздуха в системе генераторов отсоса.

Система генераторов отсоса состоит в основном из: эжекторного насоса (насосов) 3, выпускного клапана (клапанов) 1, обратного клапана (клапанов) 2, запирающих клапанов 4 и 5, которые приводятся в действие с помощью электрического или электронного управляющего устройства 7, и нескольких соединительных воздухопроводов, с помощью которых названные элементы связаны в отношение воздушных потоков. Воздухопроводы выполнены в виде воздушных трубопроводов и/или воздушных каналов.

Согласно чертежу минимальный вариант выполнения системы генераторов отсоса содержит по меньшей мере один эжекторный насос 3 с тремя входами 13 - 15.

Из выходного клапана 1, установленного, например, в отверстии задней герметической полусферы (задней герметической перегородки 8) герметической кабины самолета, вытекает в последовательно соединенный с ним по потоку воздуха обратный клапан 2 сжатый, находящийся под давлением избыточный отработанный воздух, который вытекает вследствие разницы давлений между герметической кабиной (отделенной герметической перегородкой 8) и соседней негерметической областью 11 внутреннего пространства самолета из области повышенного давления 9 герметического фюзеляжа через воздухопровод, соединенный с первым входом 13 эжекторного насоса 3. Через другой воздухопровод, который пересекает воздуховодное разветвление 12 (разветвление трубопроводов), протекает находящийся под давлением воздух, отведенный, по меньшей мере, от одного (не изображенного) двигателя. От разветвления 12 отходят два воздухопровода. На конце каждого из этих трубопроводов находится запирающий клапан 4 или 5, который закрывает или открывает путь соответствующему потоку (разделенного) отведенного воздуха. При этом первый запирающий клапан 5 связан воздухопроводом со вторым входом 14 эжекторного насоса 3 и второй запирающий клапан 4 - с (не изображенной) климатической установкой самолета.

Третий вход 15 эжекторного насоса 3 соединен с критическими в отношении потока местами структуры внешней обшивки самолета, в которых должен происходить отсос обтекающего пограничного слоя над внешней обшивкой самолета. По меньшей мере одно сопло Лаваля и один диффузор, образующий выход сопла Лаваля, являются интегральной составной частью эжекторного насоса 3.

Оба запирающих клапана 4 и 5 соединены управляющим или сигнальным проводником с электрическим разветвлением 6, которое другим управляющим или сигнальным проводником соединено с электронным/электрическим управляющим устройством 7. Они приводятся в действие (например, нажатием кнопки или автоматически) по выбору управляющим устройством 7. Управление производится в зависимости от высоты полета.

При незначительной высоте полета до 21000 футов (6400 м) оба запирающих клапана 4 и 5 включаются так, что первый запирающий клапан 5 открыт, а второй запирающий клапан 4 закрыт. Отведенный от двигателя воздух протекает полностью ко второму входу 14 эжекторного насоса 3, так как подача воздуха в климатическую установку прервана (закрыта) закрытым первым запирающим клапаном 5. С помощью потока отведенного воздуха под давлением, поступающего через второй вход 14 эжекторного насоса 3, механически приводится в действие эжекторный насос 3.

С высоты полета более 21000 футов (6400 м) до крейсерской высоты полета оба запирающих клапана 4 и 5 включаются так, что первый запирающий клапан закрыт, а второй запирающий клапан 4 открыт. Отведенный от двигателя воздух полностью протекает к климатической установке, так как подача воздуха к второму входу 14 эжекторного насоса 3 прервана (перекрыта) закрытым вторым запирающим клапаном 4.

Климатическая установка принимает отведенный от двигателя воздух вместе с подводимым отдельно отработанным воздухом рециркуляции герметического фюзеляжа (например, из пассажирского отсека), и подводит климатически подготовленный воздух рециркуляции обратно в герметический фюзеляж (на чертеже не показано).

В диапазоне этих высот полета (от 6400 м до крейсерской высоты полета) эжекторный насос 3 приводится в действие механически поступающим на его первый вход 13 потоком сжатого отработанного воздуха из герметической кабины самолета, который вытекает через обратный клапан 2 из герметической кабины вследствие разницы давлений (существующей на этой высоте) между герметической областью 9 фюзеляжа и негерметической областью 11 внутреннего пространства самолета. В исключительном режиме работы, характеризующемся тем, что потенциал давления в герметической кабине (в области повышенного давления 9 герметического фюзеляжа) недостаточен, управляющее устройство 7 (дополнительно) открывает первый запирающий клапан 5. На втором входе 14 эжекторного насоса 3 появляется часть потока сжатого воздуха, отведенного от двигателя, для того, чтобы обеспечить необходимую механическую мощность для работы эжекторного насоса 3. Другая часть отведенного от двигателя воздуха подается далее через открытый второй запирающий клапан 4 в климатическую установку.

После этого первый и второй входы 13 и 14 эжекторного насоса 3 попеременно или одновременно питаются отдельно подводимым потоком сжатого воздуха, который пневматически приводит в движение эжекторный насос 3. При этом подводимый к первому и/или второму входу 13 и 14 давление сжатого воздуха в сопле Лаваля снижается до давления, меньшего давления окружающего пространства, для того, чтобы на третьем входе 15 эжекторного насоса 3 создать поток отсасываемого воздуха. Поток отсасываемого воздуха пограничного слоя, отсосанного над критическими в отношении потока местами внешней обшивки самолета, протекает вместе с приводящим в действие эжекторный насос 3 потоком несущего воздуха к расположенному за соплом Лаваля диффузору. Оба объединенных потока воздуха отводятся через диффузор в негерметическую область 11 внутреннего пространства самолета.

Критические в отношении потока места для поддержания ламинарности пограничного слоя над внешней обшивкой самолета представляют собой передние кромки несущих поверхностей, а также горизонтального и вертикального оперения, в которых производится отсос пограничного слоя для поддержания ламинарности потока и тем самым снижения сопротивления. За счет обеспечения прилегания потока над этими областями структуры внешней обшивки дополнительно к достигаемым аэродинамическим улучшениям условий полета достигается экономия расходуемого самолетом топлива. При этом поток отсасываемого воздуха соответствует подлежащему отсосу количеству воздуха пограничного слоя, протекающего над однозначно обозначенными критическими местами внешней обшивки самолета.

В зависимости от числа и расположения критических в отношении потока мест для предотвращения отслоения пограничного слоя на структуре внешней обшивки образуется система генераторов отсоса принципиального типа, указанного в начале описания примера выполнения, с помощью которой отсасывается воздух над определенными местами отсоса (крыло самолета, гондолы двигателей, оперение).

В результате несколько эжекторных насосов 3 образуют систему эжекторных насосов, являющуюся интегральной частью системы генераторов отсоса. С каждым первым входом 13 установленных эжекторных насосов 3 соединен по потоку воздуха соответствующий обратный клапан 2. Последние связаны с соответствующими выходными клапанами 1, за счет чего реализуется воздушное соединение с герметической кабиной (с герметической областью 9 герметического фюзеляжа самолета).

К каждому второму входу 14 эжекторных насосов 3 через соответствующие воздушные разветвления 12 соединены трубопроводы, которые (через электрически или электронно регулируемую систему запирающих клапанов) подводят поток сжатого воздуха, отведенный от двигателей, к эжекторным насосам 3.

К каждому третьему входу 15 эжекторных насосов 3 подсоединены воздухопроводы, проводящие поток отсасываемого воздуха потока пограничного слоя 10. Выходы соответствующих разветвлений 12 входят в воздушный коллектор, соединенный с климатической установкой самолета.

В этой описанной системе генераторов отсоса несколько выходных клапанов 1 расположены в отверстиях разделительной герметической перегородки 8, которая разделяет внутреннее пространство фюзеляжа на герметическую и негерметическую области 9, 11. Расположенные в негерметической области 11 отводы выходных клапанов 1 соединены с соответствующими обратными клапанами 2, которые с выходной стороны (по отношению к потоку воздуха) соединены либо непосредственно с первыми входами 13 эжекторных насосов или входят в один собирательный трубопровод, который подключается к первому входу 13 (отдельно установленного) эжекторного насоса 3. Если полностью отказаться от установки выходных клапанов 1, то соединенные с обратными клапанами 2 воздухопроводы подгоняются под отверстия в герметической перегородке 8. При этом соединенные с соответствующим обратным клапаном 2 воздухопроводы плотно устанавливаются в отверстиях в герметической перегородке 8. Герметическая перегородка 8 соответствует, например, задней герметической полусфере герметического фюзеляжа самолета. Все воздушные соединения выполнены в виде воздухопроводов, которые реализованы в виде трубопроводов и/или каналов. Принцип действия системы генераторов отсоса соответствует описанному выше принципу действия системы генераторов отсоса в минимальном исполнении, при этом подводимые к эжекторному насосу 3 потоки сжатого воздуха (для его механического привода) или отсасываемый в различных местах воздух приграничного слоя 10 транспортируется по соответствующим коллекторным воздухопроводам.

Система генераторов отсоса состоит из эжекторного насоса, выпускного клапана, обратного клапана, нескольких запирающих клапанов, которые образуют систему запирающих клапанов и приводятся в действие с помощью управляющего устройства, и нескольких соединительных воздухопроводов, с помощью которых названные элементы связаны в отношении воздушных потоков, что позволяет решить техническую задачу по повышению надежности системы и снижению расходов на ремонт и обслуживание и ограничить вес и объем. 9 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Система генераторов отсоса самолета для поддержания ламинарности пограничного слоя, содержащая по меньшей мере один эжекторный насос (3), приводимый в действие подводимым к нему потоком сжатого воздуха, при этом эжекторный насос (3) выполнен с возможностью отсоса воздуха потока (10) пограничного слоя в критических по отношению к потоку местах, расположенных над структурой внешней обшивки самолета, который подводится к входу эжекторного насоса через воздухопровод, соединенный со структурой внешней обшивки, отличающаяся тем, что эжекторный насос (3) имеет по меньшей мере три входа (13 - 15) для потока воздуха, выходной клапан (1), установленный в отверстии герметической перегородки (8), обратный клапан (2) и первый вход (13) эжекторного насоса (3) соединены по отношению к воздушному потоку последовательно, при этом выходной клапан (1) вследствие имеющейся в полете самолета разницы давлений, устанавливающейся между герметической областью (9) герметического фюзеляжа самолета и негерметической областью (11) внутреннего пространства самолета, разделенных герметической перегородкой (8), подводит отводимый из герметической области (9) герметического фюзеляжа самолета сжатый отработанный воздух к первому входу (13) эжекторного насоса (3), причем второй вход (14) эжекторного насоса (3) по воздушному потоку соединен с первым запирающим клапаном (5), к которому через разветвитель (12) воздушного потока подключен воздухопровод, по меньшей мере от одного двигателя для подвода в открытом положении первого запирающего клапана (5) к второму входу (14) эжекторного насоса (3) из-за недостаточной разницы давлений между герметической и негерметической области (9 и 11) вблизи поверхности Земли или на небольшой высоте полета при взлете и посадке самолета отбираемого от двигателя воздуха в качестве сжатого воздуха, при этом к разветвлению (12), к которому подключен первый запирающий клапан (5), подключен второй запирающий клапан (4), соединенный по воздушному потоку с климатической установкой самолета, для переработки полученного отведенного воздуха при открытом положении второго запирающего клапана (4) и возврата обработанного воздуха рециркуляции обратно в герметический фюзеляж самолета. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что эжекторный насос (3) выполнен с возможностью приведения в действие пневматически подводимыми по выбору и/или в зависимости от высоты полета к первому или второму входу (13, 14) эжекторного насоса (3) потоками сжатого воздуха, причем по меньшей мере одно сопло Лаваля и один диффузор, образующий выход сопла Лаваля, являются интегральной составной частью эжекторного насоса (3), при этом давление подводимого к первому и/или второму входу (13, 14) эжекторного насоса (3) сжатого воздуха уменьшается в сопле Лаваля до давления ниже давления окружающего пространства, для создания на третьем входе (15) эжекторного насоса (3) потока отсасываемого воздуха из подлежащего отсосу потока (10) пограничного слоя, которые вместе с приводящим в действие сопло Лаваля потоком несущего воздуха протекает в расположенный за соплом Лаваля диффузор и отдается им в негерметическую область (11) внутреннего пространства самолета. 3. Система по п.1, отличающаяся тем, что оба запирающих клапана (4 и 5) через электрическое разветвление (6) соединены с электрическим или электронным управляющим устройством (7), которое в зависимости от высоты полета самолета управляет положением запирающих клапанов, причем при открытом положении первого запирающего клапана (5) второй запирающий клапан (4) находится в закрытом положении, и наоборот. 4. Система по пп.1 и 3, отличающаяся тем, что при малой высоте полета, до 6400 м, управляющее устройство (7) выполнено так, что включаются оба запирающих клапана (4 и 5) так, что первый запирающий клапан (5) открыт, а второй запирающий клапан (4) закрыт, после чего вследствие прерывания подачи воздуха в климатическую установку поток отведенного от двигателя воздуха протекает к второму входу эжекторного насоса (3) и приводит механически в действие эжекторный насос (3), так что и при небольших высотах полета возникает поток отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя, благодаря чему в местах отсоса над и вблизи структуры внешней обшивки самолета оказывается влияние на поддержание ламинарности потока (10) пограничного слоя. 5. Система по пп.1 и 3, отличающаяся тем, что с высоты полета более 6400 м до крейсерской высоты полета 11900 м управляющее устройство (7) выполнено так, что включает оба запирающих клапана (4 и 5) так, что первый запирающий клапан (5) закрыт, а второй запирающий клапан (4) открыт, после чего вследствие прерывания подачи воздуха к второму входу эжекторного насоса (3) поток отведенного от двигателя воздуха протекает в климатическую установку, так что в этом диапазоне высот полета свыше 11900 м и до крейсерской высоты полета отведенный через обратный клапан (2) от предохранительного клапана (1) поток сжатого воздуха подводится к первому входу эжекторного насоса (3) и пневматически приводит в действие эжекторный насос (3), так что на крейсерских высотах полета возникает поток отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя, благодаря чему в местах отсоса над и вблизи структуры внешней обшивки самолета оказывается влияние на поддержание ламинарности потока (10) пограничного слоя. 6. Система по п.5, отличающаяся тем, что в режиме работы, при котором потенциал давления в герметическом фюзеляже, за счет которого устанавливается разница давлений в полете, недостаточен управляющее устройство (7) выполнено так, что открывает первый запирающий клапан (5), так что к второму входу эжекторного насоса дополнительно подводится часть потока сжатого воздуха, отведенного от двигателя, для того, чтобы обеспечить необходимую пневматическую мощность для работы эжекторного насоса (3) для возникновения потока отсасываемого воздуха потока (10) пограничного слоя. 7. Система по п. 1, отличающаяся тем, что несколько предохранительных клапанов (1) расположены в отверстиях герметической перегородки (8), с каждым из которых последовательно соединен соответствующий обратный клапан (2), который по воздушному потоку соединен с первым входом эжекторного насоса (3). 8. Система по пп.1 и 7, отличающаяся тем, что расположенный в отверстии герметической перегородки (8) предохранительный клапан (1) не применяется, а соединенные с обратными клапанами (2) спереди по потоку воздухопроводы установлены в отверстия в герметической перегородке (8). 9. Система по п.1, отличающаяся тем, что герметическая перегородка (8) по воздушному потоку соответствует задней герметической полусфере герметического фюзеляжа самолета. 10. Система по пп.1, 7 - 9, отличающаяся тем, что несколько эжекторных насосов (3) образуют систему эжекторных насосов, являющуюся интегральной составной частью системы генераторов отсоса, при этом на первом входе эжекторных насосов соединенные последовательно соответствующие обратные клапаны (2) с или без подключенного предохранительного клапана (1) реализуют соединения по воздушному потоку с герметическим фюзеляжем самолета, причем к каждому второму входу эжекторных насосов присоединены воздухопроводы, которые подводят регулируемый клапанами поток сжатого воздуха, отведенного от двигателей, а к третьим входам эжекторных насосов подсоединены воздухопроводы, проводящие поток (10) отсасываемого воздуха пограничного слоя.