Нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата Российский патент 2024 года по МПК B64D27/40 B64D29/06 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аэрокосмической отрасли, более конкретно изобретение относится к обтекателю пилона подвески газотурбинного двигателя к крылу летательного аппарата и применятся для защиты от температурного воздействия горячей струи двигателя, закрепленного под крылом летательного аппарата, на крыло, механизацию, пилон и другие агрегаты. Изобретение может быть использовано для любого типа летательных аппаратов, в частности для пассажирских, транспортных или военных самолётов, оборудованных газотурбинными двигателями.

Уровень техники

Известно большое количество летательных аппаратов, в частности самолётов, с подвеской двигателей на пилоне под крылом. Как правило, для улучшения аэродинамических характеристик конструкция пилона подвески двигателя к крылу летательного аппарата закрыта обтекателем пилона.

Из уровня техники известны конструкции нижнего заднего обтекателя пилона. Также известно предназначение нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата - формирование аэродинамического обвода пилона двигателя летательного аппарата для уменьшения лобового сопротивления при обтекании его потоком воздуха, а также защита от высокой температуры конструкции летательного аппарата.

По конструкции нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата, в частности самолёта, в основном выполняют в виде коробчатой конструкции, состоящей из боковых и нижних панелей, соединенных между собой поперечным и продольным силовым набором. Как правило, нижняя панель таких обтекателей изготовлена из жаропрочных материалов, так как непосредственно контактирует с горячей струей, исходящей из двигателя. Для защиты от воздействия высокой температуры от струи двигателя нижняя панель известного обтекателя имеет аэродинамический щиток для создания защитного теплового барьера для защиты пилона двигателя и крыла, расположенного над двигателем. По форме щиток является продолжением или расширением нижней панели обтекателя за границы боковых панелей и может быть выполненным как одной деталью, так и несколькими соединенными друг с другом деталями, может являться частью конструкции нижнего обтекателя (интегрированной) или являться навесной на нижний обтекатель отдельной конструкцией.

Из уровня техники известна конструкция нижнего заднего обтекателя пилона подвески двигателя самолёта, (US 8814080 B2 (B64D 27/00). Известный нижний обтекатель пилона подвески двигателя самолёта содержит внешние боковые панели и внутренние боковые панели, собранные вместе как минимум с помощью нижней панели, где нижняя панель выполнена с удлинением за боковые панели, формирующим аэротермический барьер, способным к формированию потока горячего воздуха, исходящего из двигателя, для защиты пилона двигателя и крыла от высоких температур. Конструктивно расширение нижней панели реализуется благодаря удлинению нижней панели за границы боковых панелей, а боковые панели прикрепляются к нижней с помощью угловых профилей, изготовленных из листового металла.

Наиболее близким к заявленному изобретению является нижний обтекатель пилона по патенту RU 2475419 С2 (B64D 29/02). Известный обтекатель содержит теплозащитное перекрытие, обдуваемое потоком из первичного контура двигателя. Данное перекрытие конструктивно отделено от поперечных внутренних нервюр нижнего обтекателя с помощью продольных соединительных стенок. Это необходимо для улучшения аэродинамических качеств обтекателя благодаря уменьшению локальных деформаций обтекателя, возникающих в следствии теплового расширения из-за контакта с потоком первого контура (отсутствует жесткое механическое соединение с боковыми панелями обтекателя). Также обтекатель имеет аэродинамический удлинитель, расширяющий обводы нижней части обтекателя (нижней панели) за пределы боковых панелей, суть которого заключается в сохранении эффективного разделения между потоками первого контура, циркулирующего под перекрытием, и потоком второго контура, обдувающем боковые панели, за счет чего последние не подвергаются сильному воздействию тепла от потока первого контура. Форма теплозащитного перекрытия по существу образует изгиб, открытый наружу относительно обтекателя, который обеспечивает хорошее аэродинамическое прохождение потока первого контура.

Известные из уровня техники нижние обтекатели пилона в своей конструкции имеют дополнительный элемент, представляющий собой расширение нижней панели обтекателя, создающее термический барьер для конструкции самолёта, необходимый из-за негативного влияние горячей струи двигателя на крыло, механизацию и другие элементы самолёта, близко расположенные к двигателю. Данное решение увеличивает габариты нижней части обтекателя, добавляет вес конструкции, а также может создавать дополнительное сопротивление и связанные с этим потери тяги двигателя ввиду изначально заложенной конструктивной особенности - наличию выпирающих в поток частей конструкции - расширение нижней панели.

Заявленное техническое решение решает задачи по защите от температурного воздействия горячей струи двигателя, закрепленного под крылом летательного аппарата, на крыло, механизацию крыла, пилон и другие агрегаты при улучшении аэродинамических и шумовых характеристик и уменьшении веса и габаритов нижнего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата.

Раскрытие сущности изобретения

Конструкция заявленного нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона решает задачу по уменьшению веса и габаритов упомянутого обтекателя путем исключения из конструкции аэротермического барьера, присущему аналогам, в виде расширения нижней панели обтекателя, при этом обеспечивает защиту конструкции летательного аппарата от высокой температуры горячей струи двигателя, не позволяя струе горячих газов двигателя менять траекторию движения после выхода из сопла двигателя, приближаясь к конструкции летательного аппарата, в частности самолёта, таких как крыло, механизации крыла и других элементов, а также имеет гладкую, хорошо обтекаемую форму и не создает значительного сопротивления потоку и связанного с этим уменьшения тяги двигателя, а также решает задачу уменьшения сопротивления обтекателя благодаря улучшенной форме нижней части обтекателя, контактирующей с потоком из первичного контура двигателя, обеспечивающей потоку плавное безотрывное течение вдоль нижней панели обтекателя, а также обеспечивающей более плавное смешение потоков из первичного и вторичного контуров двигателя.

Технический результат заявленного изобретения заключается в снижении веса и уменьшении габаритов нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата, а также в уменьшении аэродинамического сопротивления упомянутого обтекателя пилона, и в снижении сопротивления потоку струи двигателя, при обеспечении защиты конструкции летательного аппарата от высокой температуры горячей струи двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата, содержащий две боковые панели, соединенные между собой с образованием сужающейся формы упомянутого обтекателя в направлении от двигателя, и нижнюю панель, соединенную с упомянутыми боковыми панелями, с образованием кессона, причем нижняя панель выполнена касательной к горячему соплу двигателя, и выполнена с двойной кривизной, причем в вертикальной плоскости симметрии двигателя нижняя панель выполнена выпуклой формой, совпадающей с формой горячей струи, исходящей из горячего сопла двигателя, с вершиной, расположенной на расстоянии от 40 до 60% от длины нижней панели и по вертикали на расстоянии от оси двигателя в диапазоне от 0,7 до 0,9 радиуса горячего сопла двигателя, а окончание нижней панели расположено по вертикали на расстоянии от оси двигателя больше или равном расстоянию по вертикали от оси двигателя до упомянутой вершины и меньшим или равном радиусу горячего сопла двигателя, при этом окончание нижней панели выполнено касательной к наклонной вспомогательной прямой, выполненной под углом к горизонтальной плоскости симметрии двигателя от 0 до 10 градусов, а в поперечном сечении нижней панели на участке от горячего сопла двигателя до упомянутой вершины нижняя панель выполнена с изгибом, с радиусом не менее радиуса горячего сопла двигателя, а на участке от упомянутой вершины до окончания нижней панели, упомянутая нижняя панель выполнена с изгибом с постоянным радиусом, выполненным не менее радиуса горячего сопла двигателя или с постепенно увеличивающимся радиусом изгиба с постепенным распрямлением формы нижней панели в поперечном сечении.

В частном случае реализации заявленного технического решения боковые панели в окончании обтекателя в плоскости симметрии двигателя выполнены наклонными с образованием наклонной к горизонтальной плоскости симметрии двигателя поверхности обтекателя под углом от 20 до 60 градусов.

В частном случае реализации заявленного технического решения нижняя панель выполнена из жаропрочных и/или жаростойких материалов, в частности из сталей и сплавов или термостойких композиционных материалов.

Для решения таких задач нижняя панель обтекателя имеет выпуклую форму в сечении плоскости симметрии двигателя, а в любом поперечном сечении имеет изгиб радиусом не менее радиуса горячего сопла двигателя, при этом нижняя панель обтекателя по своей форме касательная к горячему соплу двигателя и сужается к окончанию обтекателя, а боковые панели обтекателя имеют сужающуюся форму в направлении от двигателя (1) как в горизонтальной плоскости симметрии двигателя, так и в плоскости перпендикулярной горизонтальной плоскости симметрии двигателя. Нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата омывается потоком первичного и вторичного контура двигателя и дополнительно омывается внешним потоком воздуха. При этом нижний задний обтекатель пилона обладает аэродинамической формой, позволяющей снизить интенсивность вихрей, турбулентность потока на нижней и боковых поверхностях обтекателя, обеспечить более плавное смешение внешнего и внутреннего потока контура двигателя, а также отводить поток горячих газов от крыла, механизации и других агрегатов летательного аппарата, расположенных вблизи двигателя. Благодаря такой форме обтекателя поток горячих газов на выходе из сопла двигателя направляется вдоль своего естественного движения, не поднимаясь к крылу, не создает зоны высоких температур в районе крыла, механизации и других навесных агрегатов.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеприведенного описания примеров реализации, заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:

На Фиг.1 представлена аэродинамическая компоновка двигателя на летательном аппарате, в частности самолёте, рассматриваемая в качестве примера в настоящем патенте;

На Фиг.2 представлен вид сзади на компоновку, представленную на Фиг.1;

На Фиг.3 представлено сечение А-А. На Фиг.3 показаны плоскости сечения Б1-Б1 и Б2-Б2, показывающие поперечное сечение нижней панели обтекателя 3, сечения представлены на Фиг.5. Также на Фиг.3 показана плоскость сечения В-В для детализации сужающейся формы боковых панелей нижнего обтекателя (3) в плоскости сечения, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии двигателя в направлении от двигателя, сечение В-В представлено на Фиг.6;

На Фиг.4 представлено сечение А-А, где детализировано представлено построение продольной образующей (8);

На Фиг.5 представлены сечения Б1-Б1 и Б2-Б2, определяющие построение поперечных образующих кривых (13) нижней панели обтекателя;

На Фиг.6 представлено сечение В-В где детализирована сужающаяся форма боковых панелей (14) нижнего заднего обтекателя в плоскости сечения, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии двигателя в направлении от двигателя (1);

На Фиг.7 представлена рассматриваемая аэродинамическая компоновка двигателя на летательном аппарате с отклоненной механизацией;

На Фиг. 8 представлен изометрический вид на нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата, где детализировано показана форма поперечных образующих радиусом R1 равному радиусу горячего сопла R2;

На Фиг. 9 представлен изометрический вид на нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата, где детализировано показана форма поперечных образующих переменного радиуса с приведением поперечных сечений в прямую линию на максимальной длине нижней панели;

На Фиг. 10 представлено сечение А-А, где детализировано показана форма исходящей горячей струи (16) и вектор ее истечения из горячего сопла (9) двигателя летательного аппарата. Направление полета условно обозначено «Х»;

На Фиг. 11 представлен изометрический вид на нижнюю панель (15) обтекателя (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата, где детализировано показаны линии течения потока (18) горячей струи двигателя вдоль панели. Направление полета условно обозначено «Х»;

На Фиг.12 схематично обозначены упомянутые по тексту плоскости симметрии двигателя (горизонтальная и вертикальная) и плоскость В-В, перпендикулярная вертикальной плоскости симметрии двигателя и параллельная горизонтальной плоскости симметрии двигателя.

На фигурах позициями обозначены следующие элементы конструкции:

1 - двигатель; 2 - пилон подвески двигателя летательного аппарата; 3 - нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата; 4 - первичный контур двигателя летательного аппарата; 5 - вторичный контур двигателя летательного аппарата; 6 - крыло летательного аппарата; 7 - обтекатель механизма закрылка; 8 - продольная образующая кривая нижней панели нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 9 - внутреннее сопло двигателя летательного аппарата; 10 - внешнее сопло двигателя летательного аппарата; 11 - горизонтальная вспомогательная прямая; 12 - наклонная вспомогательная прямая; 13 - поперечные образующие кривые нижней панели нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 14 - боковые панели нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 15 - нижняя панель нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 16 - горячая струя; 17 - прямая поперечная образующая нижней панели нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 18 - линия течения потока; 19 - место соединения боковых панелей нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата; 20 - вектор истечения горячей струи; 21 - ось двигателя летательного аппарата.

Осуществление изобретения

Более подробное описание заявленного технического решения приводится ниже. Техническое решение относится к нижнему заднему аэродинамическому обтекателю (3) пилона (2) подвески двигателя (1) летательного аппарата, где пилон (2) - силовая конструкция, используемая для крепления двигателя (1) и передачи тяги от двигателя (1) на летательный аппарат, а нижний задний аэродинамический обтекатель (3) - устройство, расположенное между пилоном (2), двигателем (1) и летательным аппаратом и служащее для формирования плавного аэродинамического сопряжения двигателя с конструкцией летательного аппарата и создания термического барьера для защиты пилона (2), крыла (6) и любой близко расположенной к двигателю (1) конструкции летательного аппарата, например обтекателей (7) механизмов закрылка от воздействия горячей струи (16) двигателя (1).

Нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата представляет из себя панельно-каркасную конструкцию и выполнен в виде кессона, содержащего две боковые панели (14) и нижнюю панель (15), соединенные между собой поперечными внутренними нервюрами, отстоящими друг от друга в продольном направлении обтекателя. Боковые панели (14) с внутренней стороны усилены продольными балками, с которыми соединены упомянутые нервюры. Нижний задний аэродинамический обтекатель (3) крепится к пилону (2) подвески двигателя летательного аппарата, тем самым замыкается аэродинамический контур сопряжения двигателя с конструкцией летательного аппарата.

В настоящем описании рассматривается такой нижний задний аэродинамический обтекатель (3), который устанавливается на пилон (2), крепящий двигатель (1) под крылом (6) летательного аппарата. В данном варианте реализации заявленного технического решения упомянутый кессон не закрыт со стороны, противоположной нижней панели (15), т.е. верхняя часть кессона не закрыта панелью, поскольку именно в этом месте кессон соединен с элементами пилона (2).

Нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата омывается потоком горячей струи (16), образованной потоком из первичного (4) контура двигателя, являющимся исходящим потоком из внутреннего сопла (9) двигателя (1), и образованной потоком из вторичного (5) контура двигателя, являющимся исходящим потоком из внешнего сопла (10) двигателя (1). При этом нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата дополнительно омывается внешним потоком воздуха. Нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата по настоящему изобретению обладает аэродинамической формой, позволяющей снизить интенсивность вихрей, снизить турбулентность потока на нижней панели (15) и боковых (14) панелях нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3), и позволяющей обеспечить более плавное смешение потоков из первичного (4) и вторичного (5) контуров двигателя (1), а также отводить поток горячей струи (16) от крыла (6), механизации крыла и других агрегатов летательного аппарата, расположенных вблизи двигателя (1).

В представленной компоновке обтекатель (7) механизации крыла (6) расположен в зоне установки двигателя (1), а точнее в районе пилона (2). Для формирования плавного обтекания пилона (2) и для защиты от температурного воздействия горячей струи (16), исходящей из двигателя (1), на крыло (6) и/или часть крыла, расположенную за соплом (9) двигателя (1) и обтекатель механизма закрылка (7), под пилоном (2) устанавливается нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона, который обтекается в нижней части преимущественно горячим потоком первичного контура (4) из внутреннего сопла (9) двигателя (1) и потоком вторичного контура (5) из внешнего сопла (10) двигателя (1) (см. Фиг.1).

В настоящей компоновке обтекатель (7) механизации крыла (6), а именно механизма закрылка, и в частности его отклоняемая часть, расположены в зоне установки двигателя (1). При отклонении механизации крыла (6), обтекатель (7) отклоняется вместе с закрылком и может попадать в поток горячей струи (16), исходящей из двигателя (1). На Фиг.2 показана плоскость сечения А-А, проходящая через плоскость симметрии двигателя (1), сечение А-А представлено на Фиг.3.

На Фиг.7 показано отклоненное положение обтекателя (7) механизации крыла (6), а также визуализирована функция защиты от воздействия горячей струи (16) двигателя (1) на крыло (6) и обтекатель (7) механизации крыла (6) с помощью заднего нижнего аэродинамического обтекателя (3), имеющим форму нижней панели (15) обтекателя по настоящему изобретению. После прохождения нижнего обтекателя (3) поток горячей струи (16) сохраняет свое естественное движение вдоль оси сопла, без значительных отклонений в сторону конструкции летательного аппарата, появляется аэротермический тепловой барьер между горячей струей и конструкцией летательного аппарата. Данное решение особенно актуально в случае, когда механизация крыла обладает большими углами отклонения, а также наличие отклоняемых обтекателей (7), близко расположенных к двигателю (1), вследствие чего вероятность попадания отклоненных агрегатов в горячую струю (16) двигателя (1) увеличивается.

Нижняя панель (15) обтекателя (3) пилона омывается в основном потоком из первичного (4) контура из внутреннего сопла (9) двигателя (1). Данный поток обладает высокой скоростью и температурой и при выходе из сопла (9) встречаясь с нижней панелью (15) обтекателя (3) может менять свою траекторию, вызывая повышенные температуры в районе крыла (6), механизации и других элементов летательного аппарата. Дополнительным негативным эффектом может быть образование вихрей и турбулентности потока при обтекании нижней панели (15) обтекателя (3) в результате чего возникает дополнительное сопротивление, что отрицательно влияет на тягу двигателя (1).

Формообразование нижнего заднего обтекателя (3) пилона (Фиг.1, Фиг.2) подвески двигателя летательного аппарата производится с помощью поверхностей двух боковых панелей (14) и одной нижней панели (15). Боковые панели (14) имеют в плоскости сечения, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии двигателя в направлении от двигателя сужающуюся форму и соединены друг с другом с образованием сужающейся формы обтекателя (3) в направлении от двигателя - в плоскости сечения, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии двигателя.

Для уменьшения аэродинамического сопротивления нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) боковые панели (14) (Фиг.2, Фиг.6) выполнены сужающей формой и соединены между собой таким образом, что образуют сужающуюся форму упомянутого нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) в плане в направлении от двигателя (1) - в плоскости сечения, перпендикулярной вертикальной плоскости симметрии двигателя.

Окончание обтекателя образовано соединением боковых панелей (14), при этом боковые панели в вертикальной плоскости симметрии двигателя со стороны противоположной от двигателя выполнены под углом к горизонтальной оси, с образованием в месте (19) соединения боковых панелей наклонной под углом к горизонтальной плоскости симметрии двигателя поверхности обтекателя (3).

Решение поставленных задач также обеспечено за счет разработанной формы нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) в том числе и проработкой формы нижней панели (15) обтекателя (3). Благодаря этому обеспечивается формирование аэродинамического теплового барьера между горячей струей (16), исходящей из двигателя (1), и конструкцией летательного аппарата, безотрывное и плавное обтекание потока горячих газов из первичного контура (4) двигателя, создание направления потоку горячих газов двигателя и отвод потока от конструкции летательного аппарата. В описываемом варианте установки двигателя (1) под крылом (6) (Фиг.1 - Фиг.11) заявленный обтекатель защищает от воздействия высокой температуры от горячей струи (16) двигателя с помощью оптимизации траектории течения горячей струи (16). Для этой цели нижнему обтекателю пилона придается аэродинамическая форма.

Форма нижней панели (15) обтекателя (3) имеет двойную кривизну и сформирована с помощью продольной образующей кривой (8), проходящей в плоскости симметрии двигателя и набором поперечных образующих кривых (13).

Нижняя панель (15) выполнена выпуклой формой в вертикальной плоскости симметрии двигателя, и имеет вершину выпуклой формы в месте сужения горячей струи (16) двигателя (1). Продольная образующая кривая (8) (Фиг.3), расположенная в сечении А-А - вертикальной плоскости симметрии двигателя (Фиг.4) имеет выпуклую форму и определяет нижний обвод обтекателя (3). Для защиты крыла (6), обтекателя механизма закрылка (7) от воздействия высокой температуры от истекающей горячей струи (16) продольная образующая (8) кривая нижней панели (15) обтекателя (3) пилона (2) подвески двигателя (1) в вертикальной плоскости симметрии двигателя по форме приближена к границе упомянутой струи (16), и, соответственно нижняя панель (15) обтекателя (3) пилона (2) подвески двигателя (1) в вертикальной плоскости симметрии двигателя по форме приближена к границе упомянутой струи (16). Границей упомянутой струи (16), показанной на Фиг.3, Фиг.7, является условная кривая, находящаяся внутри потока и отделяющая исходящий только из первичного (4) контура внутреннего сопла (9) двигателя (1) поток горячих газов от остального потока. Данная форма ограничивает поток струи (16) в направлении крыла (6) и пилона (2) подвески двигателя (1), при этом не создаёт дополнительного сопротивления для струи (16).

Построение упомянутой продольной образующей кривой (8) нижней панели (15) происходит по трем точкам (a, b, c) (Фиг.4), где упомянутая кривая (8) касательная к конструкции двигателя (точка a), и вспомогательным прямым (в точках b и c), а L - максимальная длина нижней панели (15) обтекателя (3), которая определяется и зависит от габаритов балки пилона (2) и наличия систем летательного аппарата внутри нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата. Продольная образующая кривая (8) нижней панели (15) обтекателя (3) является кривой, построенной по 3-м точкам (a, b, c), где в точке (a) - кривая касательная к конструкции двигателя, а именно к горячему соплу (9), в точке (b) - кривая (8) касательная к горизонтальной вспомогательной прямой (11), в точке (c) - кривая (8) касательная к наклонной вспомогательной прямой (12), построенной под углом α к горизонтальной плоскости симметрии двигателя.

Точка (a) (Фиг.4) однозначно определяется местом сопряжения конструкции двигателя (1) и заднего нижнего аэродинамического обтекателя (3) пилона (2). Упомянутым местом сопряжения является внутреннее горячее сопло (9) двигателя (1), как в рассматриваемом примере на Фиг.4. В точке (a) образующая кривая (8) касательная к линии горячего сопла (9) двигателя (1). Линия сопла (9) определяется как прямая, образованная пересечением вертикальной плоскости симметрии двигателя (1) и сопла (9). Начало упомянутой линии сопла расположено в месте сопряжения конструкции двигателя (1) и нижнего обтекателя (3) пилона (2).

Точка (b) расположена на удалении от точки (a) вдоль продолжения оси (21) двигателя на 40-60 % от общей длинны L нижней панели (15) обтекателя (3) и по вертикали на расстоянии (hb) от оси двигателя (1). Предпочтительно точка (b) расположена на удалении 55% от общей длины L нижней панели (15) обтекателя (3). Расстояние (hb) находится в диапазоне от 0,7 до 0,9 радиуса (R2) горячего сопла (9) двигателя (1), предпочтительно hb=0,7*R2. В точке (b) форма продольной образующей кривой (8) нижней панели обтекателя достигает своего экстремума - образует вершину выпуклой формы образующей кривой (8) нижней панели (15) обтекателя (3), и соответственно касательная к горизонтальной вспомогательной прямой (11). Вершина продольной образующей кривой (8) нижней панели (15) обтекателя (3) расположена на месте сужения горячей струи (16) после ее выхода из двигателя (1), и соответственно, вершина выпуклой формы нижней панели (15) обтекателя (3) расположена на месте сужения горячей струи (16) после ее выхода из двигателя (1).

Точка (c) наиболее удаленная от точки (a) точка продольной образующей кривой (8) нижней панели обтекателя. Точка (c) расположена в конце нижней панели на расстоянии общей длины L нижней панели (15) от точки (a) и по вертикали на расстоянии (hc) от оси двигателя (1). Расстояние (hc) определяется исходя из следующих условий: (hc) ≥ (hb) и (hc)≤R2, не более радиуса (R2) горячего сопла (9) двигателя (1), предпочтительным значением (hc) является (hc)= (hb) + 0,1*R2. В точке (c) продольная образующая кривая (8) нижней панели обтекателя касательная к наклонной вспомогательной прямой (12), расположенной под углом (α) к горизонтальной плоскости симметрии двигателя. Для плавного формообразования и обеспечения равномерности обтекания потоком горячей струи (16) нижней панели (15) угол (α) выполнен в пределах от 0 до 10 градусов. При увеличении пределов угла (α) заявленный эффект достигаться не будет.

Таким образом, в вертикальной плоскости симметрии двигателя, форма нижней панели выполнена таким образом, что в начале нижняя панель (15) касательна к конструкции двигателя (1), на расстоянии двигателя на 40-60 % от общей длинны L нижняя панель выполнена касательной к горизонтальной вспомогательной прямой (11), и в окончании нижней панели она выполнена касательной к наклонной вспомогательной прямой (12), построенной под углом от 0 до 10° к горизонтальной плоскости симметрии двигателя.

Расстояния hb и hc (Фиг.4) определяют то, насколько сильно в вертикальной плоскости симметрии двигателя будет выражена выпуклая форма продольной образующей кривой (8) нижней панели и, соответственно, определяют насколько сильно в вертикальной плоскости симметрии двигателя будет выражена выпуклая форма нижней панели (15) обтекателя, и, следовательно насколько глубоко в поток из первичного контура (4) двигателя опускается нижняя панель (15) обтекателя (3) пилона (2) в сечении А-А (Фиг.3, Фиг.4), другими словами расстояния hb и hc (Фиг.4) определяют то - где будет находится вершина выпуклой формы образующей кривой (8), и соответственно вершина выпуклой формы нижней панели обтекателя.

Указанные параметры обеспечивают форму нижней панели (15) обтекателя (3), при которой она наиболее приближена по форме и к границе горячей струи (16) (Фиг.3), исходящей из сопла двигателя, а вершина выпуклой формы нижней панели обтекателя находится в месте максимального сужения горячей струи после ее выхода из сопла первичного контура двигателя.

Заявленный эффект обеспечивается в том числе выполнением нижней панели нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата формой в вертикальной плоскости симметрии двигателя, образованной построением продольной образующей кривой (8) нижней панели обтекателя в соответствии с указанными пределами значений для точек (a), (b) и (c) и угла (α). При построении нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата с формой нижней панели (15), образованной построением продольной образующей кривой (8) с отличными параметрами, заявленный эффект достигаться не будет.

Поперечные образующие кривые (13) нижней панели (15) обтекателя (Фиг.5) являются перпендикулярными продольной образующей кривой нижней панели (15) обтекателя, в любом поперечном сечении нижней панели (15) на всем расстоянии длины L нижней панели (15) (Б1-Б2, Фиг.5) и выполнены с радиусом кривизны R1 не менее радиуса R2 горячего сопла (9) двигателя (1). Таким образом в поперечном сечении форма упомянутой нижней панели (15) выполнена с изгибом с радиусом кривизны R1 не менее радиуса R2 горячего сопла (9) двигателя (1).

В одном варианте реализации заявленного технического решения радиус всех поперечных образующих кривых (13) нижней панели (15) обтекателя (3) выполнен постоянным и одинаковым на всем расстоянии длины L нижней панели (15) и равен радиусу горячего сопла (9) двигателя R1=R2 (Фиг. 8), и, следовательно, в поперечном сечении форма упомянутой нижней панели (15) выполнена с изгибом с постоянным и одинаковым на всем расстоянии длины L нижней панели (15) радиусом изгиба.

В другом варианте реализации заявленного технического решения на участке от точки (a) до вершины выпуклости продольной кривой (8) в точке (b) радиус поперечных образующих кривых (13) выполнен с радиусом кривизны R1 не менее радиуса R2 горячего сопла (9) двигателя (1), а участке от вершины выпуклости в точке (b) до окончания нижней панели (15) на максимальной длине L в точке (c) поперечные образующие кривые (13) выполнены с увеличением радиуса R1 кривизны, с постепенным приведением между точками (b) и (c) поперечных образующих кривых (13) нижней панели (15) в прямые (17) поперечные образующие нижней панели на максимальной длине L нижней панели, таким образом, чтобы форма нижней панели обтекателя после вершины выпуклости образующей кривой (8) постепенно разворачивалась и в конце спрямлялась (Фиг. 9), и следовательно, в поперечном сечении на участке от сопла двигателя до вершины выпуклости нижней панели форма упомянутой нижней панели (15) выполнена с изгибом, выполненным с радиусом кривизны не менее радиуса R2 горячего сопла (9) двигателя (1), в частности с постоянным и одинаковым радиусом изгиба, и на участке от упомянутой вершины до окончания нижней панели (15) форма упомянутой нижней панели в поперечном сечении выполнена с постепенно увеличивающимся радиусом изгиба с постепенным распрямлением формы нижней панели в поперечном сечении.

Заявленный технический результат при геометрии, реализованной в представленных вариантах реализации выполнения формы нижней панели (15) нижнего заднего аэродинамического обтекателя пилона подвески двигателя летательного аппарата сохраняется.

На Фиг.5 изображены сечения Б1-Б1 и Б2-Б2, демонстрирующие построение поперечных образующих кривых (13) нижней панели (15) обтекателя (3). В любом поперечном сечении на всей длине L нижней панели (15) обтекателя (3) радиус поперечной образующей R1 кривой (13) выполнен не менее радиуса R2 горячего сопла двигателя, определяющийся конструкцией двигателя, от которой начинается построение нижней панели (15) обтекателя, а именно от горячего сопла (9) двигателя (1).

При такой конфигурации нижняя панель (15) способствует естественному истечению горячей струи (16) из двигателя (1), не создает значительного сопротивления и защищает конструкцию летательного аппарата от высокой температуры.

Нижняя панель (15) нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) пилона (2) подвески двигателя летательного аппарата не содержит дополнительных конструктивных элементов, присущих аналогам, в виде расширений или перекрытий, выходящих за теоретические обводы обтекателя (3) или за границы теоретических обводов боковых панелей (14) обтекателя (3).

Аэродинамический тепловой экран формируется за счет выпуклой формы нижней панели (15) обтекателя в вертикальной плоскости симметрии двигателя и вогнутой формы нижней панели в ее поперечных сечениях, благодаря чему поток горячей струи (16) удерживается задним нижним аэродинамическим обтекателем (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата от попадания на крыло (6) или на другие элементы летательного аппарата, не создавая дополнительного сопротивления, поскольку горячая струя (16) двигателя (1) плавно огибает нижнюю панель (15) обтекателя (3), не создавая зон разряжения давления, обеспечивая прилипание потока сразу после выхода из горячего сопла, в следствии чего формируется безотрывное течение потока горячих газов под нижней панелью (15) (Фиг. 11). Благодаря форме нижнего обтекателя (3) пилона (2) подвески двигателя (1) летательного аппарата горячая струя (16) после прохождения нижнего обтекателя (3) сохраняет свое движение вдоль оси сопла, приобретает направленный безвихревой поток, который отходит от крыла (6).

Для уменьшения аэродинамического сопротивления компоновки боковые панели обтекателя имеют сужающуюся форму в направлении от двигателя (1) как в горизонтальной плоскости симметрии двигателя, так и в плоскости перпендикулярной плоскости симметрии двигателя и соединены между собой таким образом, что образуют сужающуюся форму обтекателя (3) как в горизонтальной плоскости симметрии двигателя, так и в плоскости перпендикулярной плоскости симметрии двигателя. При этом в месте соединения (19) между собой боковые панели (14) в вертикальной плоскости симметрии двигателя образуют наклонную прямую с углом β (Фиг.3, Фиг.4) - угол между горизонталью и наклонной линией обреза места соединения (19) боковых панелей (14), лежащий в пределах значений от 20 до 60 градусов, предпочтительнее от 20 до 35 градусов. При значениях угла β меньше 20 градусов усложняется конструктивная реализация нижнего обтекателя, увеличивается масса конструкции и увеличивается площадь омываемой поверхности обтекателя, при этом отсутствует приращение полезного компоновочного объема при увеличении габаритов обтекателя, что в совокупности увеличивает аэродинамическое сопротивление. При значениях угла β более 60 градусов поток, сходящий с боковых панелей (14), будет образовывать вихри высокой интенсивности, происходит излишнее ускорение потока, смешение внешнего и внутреннего потока двигателя будет неравномерным, в результате чего аэродинамическое сопротивление компоновки увеличится.

Нижняя панель (15) нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата, начиная с горячего сопла (9) двигателя, направлена по касательной к вектору (20) истечения горячей струи (16) (Фиг.10, Фиг.11), формируя выпуклую форму. Горячая струя (16) двигателя (1) плавно огибает нижнюю панель (15) нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) пилона (2) подвески двигателя (1) летательного аппарата, при этом формируется безотрывное течение потока горячих газов по нижней панели (15) обтекателя (Фиг. 11).

Нижняя панель (15) нижнего заднего аэродинамического обтекателя (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата выполнена из жаропрочных и/или жаростойких материалов, в частности из сталей и сплавов или термостойких композиционных материалов, так как контактирует с горячей струей (16) двигателя (1).

Изобретение относится к подвеске двигателя летательного аппарата. Нижний задний аэродинамический обтекатель (3) пилона подвески двигателя летательного аппарата состоит из боковых (14) и нижней панелей (15). Форма нижней панели (15) имеет двойную кривизну и образована с помощью продольной образующей кривой, проходящей в плоскости симметрии двигателя и поперечных образующих кривых. Форма нижней панели (15) в плоскости симметрии двигателя выполнена по форме, совпадающей с формой горячей струи, с вершиной выпуклой формы в месте сужения горячей струи после ее выхода из сопла. Поперечные образующие кривые в любом сечении нижней панели выполнены радиусом кривизны не менее радиуса сопла горячего контура. Достигается уменьшение веса и габаритов обтекателя. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

1. Нижний задний аэродинамический обтекатель пилона подвески двигателя летательного аппарата, содержащий две боковые панели, соединенные между собой с образованием сужающейся формы упомянутого обтекателя в направлении от двигателя, и нижнюю панель, соединенную с упомянутыми боковыми панелями, с образованием кессона,

отличающийся тем, что нижняя панель выполнена касательной к горячему соплу двигателя и выполнена с двойной кривизной,

причем в вертикальной плоскости симметрии двигателя нижняя панель выполнена выпуклой формы, совпадающей с формой горячей струи, исходящей из горячего сопла двигателя, с вершиной, расположенной на расстоянии от 40 до 60% от длины нижней панели и по вертикали на расстоянии от оси двигателя в диапазоне от 0,7 до 0,9 радиуса горячего сопла двигателя, а окончание нижней панели расположено по вертикали на расстоянии от оси двигателя, большем или равном расстоянию по вертикали от оси двигателя до упомянутой вершины и меньшем или равном радиусу горячего сопла двигателя, при этом окончание нижней панели выполнено касательной к наклонной вспомогательной прямой, выполненной под углом к горизонтальной плоскости симметрии двигателя от 0 до 10 градусов,

а в поперечном сечении нижней панели на участке от горячего сопла двигателя до упомянутой вершины нижняя панель выполнена с изгибом, с радиусом не менее радиуса горячего сопла двигателя, а на участке от упомянутой вершины до окончания нижней панели, упомянутая нижняя панель выполнена с изгибом с постоянным радиусом, выполненным не менее радиуса горячего сопла двигателя или с постепенно увеличивающимся радиусом изгиба с постепенным распрямлением формы нижней панели в поперечном сечении.

2. Обтекатель по п.1, отличающийся тем, что боковые панели в окончании обтекателя в плоскости симметрии двигателя выполнены наклонными с образованием наклонной к горизонтальной плоскости симметрии двигателя поверхности обтекателя под углом от 20 до 60 градусов.

3. Обтекатель по п.1, отличающийся тем, что нижняя панель выполнена из жаропрочных и/или жаростойких материалов, в частности из сталей и сплавов или термостойких композиционных материалов.