Воздухозаборник двигателя – Воздухозаборник — Википедия

СПОСОБ РАБОТЫ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА И ВОЗДУХОЗАБОРНИК

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Изобретение, в целом, относится к изменяемому и адаптивному безотводному воздухозаборнику с выпуклым элементом для самолета.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] Обычная конструкция воздухозаборника двигателя для военного самолета, как правило, содержит отводное устройство (отсекатель) пограничного слоя, предназначенное для предотвращения засасывания пограничного слоя с передней части самолета в воздухозаборник. При засасывании этот низкоэнергетический пограничный слой воздуха создает возмущения потока во впускном канале, которые вредны для работы двигателя. Отводное устройство представляет собой зазор между воздухозаборником двигателя и фюзеляжем самолета, предназначенный для снятия пограничного слоя воздуха с низким давлением с передней части фюзеляжа, чтобы предотвратить попадание этого воздуха во впускной канал и создание возмущений в нем, отрицательно влияющих на работу двигателя. Один из недостатков существования отводного устройства (отсекателя) состоит в том, что оно увеличивает радиолокационную эффективную поверхность рассеяния самолета, что приводит к возможности более раннего обнаружения самолета радарами противника.

[0003] Вышеупомянутые недостатки были устранены некоторыми усовершенствованными конструкциями самолетов-истребителей, оборудованных сверхзвуковыми безотводными воздухозаборниками (diverterless supersonic inlet, DSI), также называемыми безотводными воздухозаборниками с выпуклым элементом, представляющими конструкцию воздухозаборника без обычного отводного устройства (отсекателя) пограничного слоя. Выпуклый элемент в конструкции безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом отводит большую часть пограничного слоя с передней части от впуска в воздухозаборник, благодаря статическим градиентам давления в направлении по размаху крыла на выпуклой поверхности, таким образом, предотвращая засасывание пограничного слоя. Также выпуклый элемент изоэнтропически сжимает воздух во время сверхзвукового полета для максимизации характеристик воздухозаборника, таким образом, улучшая работу двигателя.

[0004] Геометрия безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом крайне индивидуализирована к сверхзвуковому полету и специфическому числу Маха. Эта особая геометрия обычно является неблагоприятной для непредусмотренных условий полета, что, в свою очередь, требует существенных усилий в конструировании воздухозаборника. Уступки и компромиссы в конструировании всего воздухозаборника и, возможно, самолета, должны быть сделаны для адаптации заданной геометрии конструкции безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом для удовлетворения всему списку профилей полета.

[0005] Следовательно, существует потребность в создании устройства или способа для более эффективной работы воздухозаборника двигателя на большинстве этапов полета и условий полета самолета.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Существующая проблема решается с помощью изобретения, заявленного в независимых пунктах формулы изобретения. Другие предпочтительные варианты изобретения включены в зависимые пункты. Необходимо отметить, что аспекты изобретения, описанного в настоящей заявке, относятся как к воздухозаборнику двигателя самолета, так и к способу для изменения воздухозаборника двигателя самолета. Согласно настоящему изобретению, предложено устройство для воздухозаборника двигателя самолета. Устройство содержит гибкий впуск, по меньшей мере один механизм и блок обработки данных. Гибкий впуск сформирован из деформируемого материала. Гибкий впуск содержит внешнюю поверхность, внутреннюю поверхность и множество кромок. Множество кромок частично прикреплено к обшивке фюзеляжа самолета. Множество кромок прикреплено частично к впускному каналу воздухозаборника двигателя самолета. Воздухозаборник двигателя, кроме того, содержит по меньшей мере один механизм, выполненный с возможностью изменения по меньшей мере формы гибкого впуска. Воздухозаборник двигателя, кроме того, содержит блок обработки данных, выполненный с возможностью управления механизмом.

[0006] Термин "воздухозаборник двигателя самолета" можно понимать как полную впускную часть самолета, содержащую по меньшей мере впускной канал, расположенный смежно с поверхностью фюзеляжа, обеспечивающий невозмущенный поток воздуха к двигателю.

[0007] Термин "гибкий впуск" можно понимать как часть воздухозаборник двигателя самолета, выполненную из гибкого материала, обеспечивающего возможность изменения указанной частью своей формы, так как это требуется и когда это требуется.

[0008] Термин "форма гибкого впуска" можно понимать как форму гибкого впуска при наблюдении с одной или многих осей, почти параллельных поверхности гибкого впуска.

[0009] Другими словами, изменяя форму гибкого впуска двигателя, можно изменять воздухозаборник двигателя для более эффективной работы воздухозаборника двигателя на большинстве этапов полета и условий полета самолета.

[0010] Согласно следующему варианту, деформируемый материал может иметь гибкость и прочность. Гибкость и прочность могут быть определены на основе формы гибкого впуска. Понятно, что гибкий впуск может принимать различные формы при различных полетных условиях, и, следовательно, деформируемый материал должен иметь гибкость для гибкого впуска для обеспечения возможности изменяться от одной формы к другой. Кроме того, чтобы сопротивляться различным силам, действующим на гибкий впуск, для достижения различных форм, прочность деформируемого материала определяется соответственно. Кроме того, может учитываться цикл усталостного нагружения гибкого впуска для определения гибкости и прочности деформируемого материала.

[0011] Согласно дальнейшему варианту, деформируемый материал гибкого впуска может содержать по меньшей мере две секции. Гибкости и прочности различных секций могут быть одинаковые или различные. На практике сила, действующая на гибкий впуск, не должна даже быть всюду.

Приложенная сила может всегда действовать на одну секции гибкого впуска, и может быть необходимо, чтобы эта секция имела другую гибкость и прочность, в сравнении с остальной секцией гибкого впуска.

[0012] Согласно следующему варианту, множество кромок гибкого впуска может ограничивать форму в плане гибкого впуска. Гибкий впуск, предпочтительно, крепится к обшивке фюзеляжа и к впускному воздушному каналу двигателя, так что внешняя поверхность гибкого впуска является непрерывной с по меньшей мере поверхностью обшивки фюзеляжа и по меньшей мере поверхностью впускного воздушного канала двигателя.

[0013] Термин "форма в плане гибкого впуска" можно понимать, как форму гибкого впуска при наблюдении с оси, почти перпендикулярной поверхности гибкого впуска.

[0014] Возможно, что, из-за используемого материала и требований к прочности гибкого впуска, обшивка фюзеляжа и впускной воздушный канал двигателя могут не быть одинаковыми. Следовательно, толщина гибкого впуска может отличаться от толщины обшивки фюзеляжа и толщины воздушного канала двигателя. Толщина гибкого впуска может быть определена как расстояние между внешней поверхностью и внутренней поверхностью гибкого впуска. Следует понимать, что в таких ситуациях, когда гибкий впуск может быть прикреплен к обшивке фюзеляжа и впускному воздушному каналу двигателя, для обеспечения плавного воздушного потока, предпочтительно, поддерживается непрерывность внешней поверхности. В конкретных случаях пограничный слой, предпочтительно, не искажается. По меньшей мере, возникшее возмущение, предпочтительно, сохраняется минимальным, предпочтительно около области, где гибкий впуск крепится к обшивке фюзеляжа и впускному воздушному каналу двигателя.

[0015] Согласно следующему варианту, механизм содержит, по меньшей мере, одну головку. Головка может быть в контакте с внутренней поверхностью гибкого впуска. Головка обычно искривлена, с предпочтительно гладкой поверхностью, для обеспечения, предпочтительно, гладкого контакта с гибким впуском и также для обеспечения минимизации повреждений вследствие трения между головкой и внутренней поверхностью гибкого впуска. Кроме того, форма головки может быть определена на основе различных форм гибкого впуска, которых необходимо получить во время различных условий полета самолета.

[0016] Механизм может, кроме того, содержать, по меньшей мере, один рычаг, содержащий по меньшей мере первый конец и второй конец. Первый конец рычага может быть присоединен шарнирно к головной части механизма.

[0017] Механизм, кроме того, может содержать по меньшей мере одну позиционирующую систему, включающую по меньшей мере одно управляющее сочленение и базу. База позиционирующей системы может быть прикреплена по меньшей мере к конструкции самолета. Управляющее сочленение позиционирующей системы может быть присоединено ко второму концу рычага. Управляющее сочленение может, кроме того, быть выполнено с возможностью приема сигнала блока обработки данных, при этом сигнал может быть сигналом требуемого положения рычага.

[0018] Согласно дальнейшему варианту, управляющее сочленение позиционирующей системы выполнено с возможностью управления рычагом механизма посредством перемещения рычага вдоль по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной оси рычага.

[0019] Рычаг может перемещаться вдоль его вертикальной оси посредством управляющего сочленения с помощью выполнения рычага, например, телескопическим, по сути.

Приводной механизм

телескопического устройства рычага может быть обычного поршневого типа, приводимого в действие гидравлически или пневматически. Приводной механизм может также быть винтового типа, где вращение либо внешнего, либо внутреннего цилиндра, соответственно, изменяет длину. Следует отметить, что приводной механизм для перемещения рычага вдоль его вертикальной оси может быть одним из комбинации вышеописанных механизмов, или может любым другим известным способом изменять длину конструкции.

[0020] В другом варианте управляющее сочленение системы позиционирования выполнено с возможностью управления рычагом механизма путем вращения рычага вокруг, по меньшей мере, одной из продольной, поперечной и вертикальной осей рычага. Определение оси можно понять из более раннего описания.

[0021] Кроме того, следует понимать, что на практике управляющее сочленение не обязательно должно быть управляемым с возможностью перемещения и вращения рычага вдоль или вокруг всех из поперечной, продольной и вертикальной осей. Может, например, быть достаточным для управляющего сочленения управлять рычагом только по одной или нескольким из шести степеней свободы рычага для достижения требуемой формы гибкого впуска.

[0022] Механизм в другом варианте может быть простым, основанным на давлении механизмом. В этом варианте механизм содержит, по меньшей мере, мешок и управляющее сочленение. Управляющее сочленение может быть выполнено с возможностью приема сигнала от блока обработки данных, причем сигнал может, например, быть сигналом требуемого давления пузыря. Управляющее сочленение может также быть выполнено с возможностью управления давлением мешка с обеспечением давления одинакового с требуемым давлением мешка.

[0023] Согласно следующему варианту, блок обработки данных может быть выполнен с возможностью приема множества параметров полета от самолета. Параметры полета могут включать, без ограничения указанным, такие параметры самолета, как скорость, высота, наружная температура, наружное давление, наружная плотность воздуха. Необходимо понимать, что в альтернативном случае блок обработки данных принимает все необходимые параметры от самолета, для расчета, например, динамического давления и числа Рейнольдса, соответствующих условиям полета самолета.

[0024] Блок обработки данных может, кроме того, быть выполнен с возможностью приема информации от базы данных, которая может содержать по меньшей мере условия полета и положение рычага механизма или давление мешка. Информация об условиях полета в базе данных может быть по меньшей мере динамическим давлением и числом Рейнольдса. Информация в базе данных о положении рычага механизма может включать одно или много положений рычага вдоль и вокруг его продольной, поперечной и вертикальной осей.

[0025] Блок обработки информации может, кроме того, быть выполнен с возможностью сравнения информации из базы данных с полученными параметрами полета и идентификации требуемого положения рычага механизма или требуемого давления мешка. Процесс идентификации может включать сравнение полученных параметров полета с условиями полета, и рассмотрение соответствующего положения рычага или давления мешка, как требуемого положения рычага или требуемого давления мешка, соответственно. Например, в случае, когда условия полета не присутствуют в списке условий полета базы данных, тогда ближайшие условия в списке условий полета могут быть рассмотрены для идентификации требуемого положения рычага или требуемого давления мешка. В альтернативном случае, верхнее и нижнее значения принятых параметров полета в списке условий полета могут быть рассмотрены и соответствующее положение рычага или давление мешка может быть интерполировано. В случае если верхнее, либо нижнее значение принятого параметра полета не присутствует в списке условий полета, то данные могут быть, например, экстраполированы.

[0026] Блок обработки данных может, кроме того, быть выполнен с возможностью управления управляющим сочленением механизма.

[0027] Согласно дальнейшему варианту, положение рычага или давление мешка в базе данных может быть определено на основе, например, различной формы гибкого впуска, которую необходимо получить для различных условий полета. Положение рычага или давление мешка может, например, быть определено на основании формы гибкого впуска во время фазы конструирования самолета.

[0028] Форма гибкого впуска может быть различной для различных условий полета и, следовательно, рычаг или мешок должны находиться в различных положениях для достижения форм для различных условий полета. Во время конструирования самолета может быть определено какой вид механизма необходимо использовать, и где в самолете эти механизмы могут быть расположены.

[0029] Согласно другому варианту, форма гибкого впуска может быть определена на основе результата гидрогазодинамического моделирования во время конструирования самолета.

[0030] Гидрогазодинамическое моделирование, использованное для определения формы гибкого впуска во время конструирования самолета, может быть одним или комбинацией численных, или расчетных, или экспериментальных гидрогазодинамических моделирований в другом варианте.

[0031] Численное гидрогазодинамическое моделирование может быть одним из классических гидрогазодинамических вычислений. Компьютерное гидрогазодинамическое моделирование может быть гидрогазодинамическим моделированием, выполненным с помощью доступного на рынке программного обеспечения для моделирования. Экспериментальное гидрогазодинамическое моделирование может быть анализом в аэродинамической трубе, обычно выполняемым для определения аэродинамических характеристик объекта.

[0032] В альтернативном случае экспериментальное гидрогазодинамическое моделирование может быть выполнено с помощью установки предложенного устройства на реальный самолет, и различные формы могут быть изучены для определения оптимальной формы гибкого впуска, который следует использовать в самолете при различных условиях полета.

[0033] В другом варианте гидрогазодинамические моделирования могут быть выполнены для всех проектных профилей полета и проектных режимов полета самолета. Для получения промежуточных условия полета, гидрогазодинамические моделирования могут быть выполнены для условий полета, иных, чем полетные условия в проектном профиле полета и проектных режимах полета.

[0034] Во время гидрогазодинамического моделирования могут быть смоделированы различные формы гибкого впуска для конкретных условий полета для идентификации формы гибкого впуска, которая дает максимальное преимущество. Такая идентифицированная форма гибкого впуска может быть использована для создания базы данных. На основе конструкции механизма, например, определяется соответствующее положение рычага, которое будет положением рычага в базе данных для условия полета.

[0035] В результате может быть создан адаптивный и изменяемый безотводный воздухозаборник с выпуклым элементом, который, в частности, обеспечивает возможность регулирования поверхности гибкого впуска согласно конкретным требованиям, таким образом, максимизируя эффективность впуска и, следовательно, тяговую эффективность двигателя. Устройство, кроме того, уменьшает время и стоимость проектирования самолета, благодаря простоте и гибкости устройства.

[0036] Согласно настоящему изобретению, также представлен способ для адаптивного и изменяемого безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом.

[0037] Способ содержит шаг приема параметров полета самолета. Способ, кроме того, содержит сравнение принятых параметров полета с базой данных, по меньшей мере, для положения рычага механизма. База данных содержит множество условий полета и соответствующих по меньшей мере положений рычага механизма. Условия полета в базе данных включают по меньшей мере условия полета, определенные в проектном профиле полета и в проектных режимах полета самолета. Способ, кроме того, содержит шаг управления положением рычага механизма в положение, подобное положению рычага механизма в базе данных, соответствующему принятым параметрам полета самолета.

[0038] Однако, специалисту понятно, что эти шаги могут быть выполнены в любом другом подходящем порядке. В альтернативном случае один или более шагов могут быть выполнены одновременно.

[0039] Эти и другие аспекты настоящего изобретения будут более понятны и разъяснены со ссылкой на варианты, описанные ниже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0040] На чертежах подобные ссылочные обозначения, в целом, относятся к одинаковым частям на различных фигурах. Чертежи необязательно выполнены в масштабе, вместо этого они направлены на иллюстрирование принципов изобретения. На чертежах крайняя слева цифра (цифры) ссылочного номера может идентифицировать фигуру, на которой ссылочный номер появляется впервые. Одинаковые номера могут быть использованы на чертежах для ссылки на подобные детали и компоненты. В следующем описании различные варианты изобретения описываются со ссылкой на следующие чертежи, где:

на фиг. 1 схематически показан самолет с воздухозаборником двигателя;

на фиг. 2 схематически показан вариант воздухозаборника двигателя;

на фиг. 3 схематически показан механизм первого варианта;

на фиг. 4 схематически показан механизм с двумя рычагами, каждый из которых управляется двумя различными управляющими сочленениями;

на фиг. 5 схематически показан механизм с двумя рычагами, каждый управляется единственным управляющим блоком;

на фиг. 6 схематически показана блок-схема работы блока обработки данных;

на фиг. 7 схематически показан механизм второго варианта.

ОПИСАНИЕ

[0041] Следующее подробное описание ссылается на сопровождающие чертежи, которые показывают, в качестве иллюстрации, конкретные детали и варианты, в которых изобретение может быть реализовано.

[0042] Слово "пример" используется в настоящем документе в смысле "служащий в качестве примера, отдельного случая, или иллюстрации". Любой вариант или конструкция, описанные как "пример", необязательно рассматривать как предпочтительный или преимущественный среди других вариантов или конструкций.

[0043] На фиг. 1 схематически показан пример самолета 100 с воздухозаборником 110 и 110' двигателя. На фиг. 1 также схематически показан гибкий впуск 120 и 120', являющийся частью воздухозаборника 110 и 110' двигателя, соответственно. Воздухозаборник 110 двигателя расположен вдоль поверхности фюзеляжа для подачи воздуха для двигателя самолета 100. Воздухозаборник 110 двигателя является безотводным воздухозаборником. Гибкий впуск 120, схематически показанный на фиг. 1, является частью воздухозаборника 110 двигателя, сформированной из гибкого материала, выполненного с возможностью изменения своей формы в одном или множестве вариантов, описанных в настоящей заявке. Воздухозаборник 110' двигателя и гибкий впуск 120' подобны воздухозаборнику 110 двигателя и гибкому впуску 120, описанным выше, но расположены на другой стороне самолета 100.

[0044] На фиг. 2 схематически показан вариант воздухозаборника 110 двигателя. Воздухозаборник 110 двигателя содержит гибкий впуск 120, образованный из деформируемого материала. Гибкий впуск 120, кроме того, содержит внешнюю поверхность 211, внутреннюю поверхность 212, и множество кромок 213. Внешнюю поверхность 211 в настоящем описании можно понимать, как поверхность гибкого впуска 120, обращенную к свободному потоку воздуха во время полета. Внутреннюю поверхность 212 можно понимать как другую поверхность гибкого впуска 120. Множество кромок 213 ограничивает в плане форму гибкого воздухозаборника и прикреплено частично к обшивке 240 фюзеляжа, и частично - к воздухозаборному каналу 250 двигателя. Гибкий впуск 120 прикреплен к обшивке 240 фюзеляжа и воздухозаборному каналу 250 двигателя с обеспечением непрерывной внешней поверхности 211 по меньшей мере с поверхностью обшивки 240 фюзеляжа самолета 100 и по меньшей мере поверхностью воздухозаборного канала 250 двигателя. Воздухозаборник 110 двигателя на фиг. 1 содержит механизм 220, предназначенный для изменения формы гибкого впуска 120. Воздухозаборник 110 двигателя содержит блок 230 обработки данных для управления механизмом 220. Блок 230 соединен с механизмом 220 для управления, причем средство соединения может быть проводным или беспроводным (не показано) для передачи управляющего сигнала от блока 230 обработки данных к механизму 220.

[0045] На фиг. 3 схематически показан пример механизма 220. Механизм 220 содержит головку 310, рычаг 320 и позиционирующую систему 330. Головка 310 находится в контакте с внутренней поверхностью 212 гибкого впуска 120. Для обеспечения плавного контакта с гибким впуском 120 и предотвращения повреждения внутренней поверхности 212 гибкого впуска 120 при изменении формы гибкого впуска 120 головка 310 обычно является криволинейной с гладкой поверхностью. Кроме того, форма головки 310 также может быть выбрана на основе требуемых форм гибкого впуска 120, которые необходимо достигать во время различных условий полета самолета 100. Рычаг 320 механизма 220 содержит первый конец 321 и второй конец 322. Первый конец 321 соединен с головкой 310 с помощью соединения 323. Соединение 323 первого конца 321 с головкой 310 находится на стороне головки 310, по существу противоположной стороне, головки 310, находящейся в контакте с внутренней поверхностью 212 гибкого впуска 120. Кроме того, соединение 323 может быть не жестким, а шарнирным для обеспечения возможности свободного перемещения головки 310 вокруг соединения 323, сохраняя при этом соединение с рычагом 320. Второй конец 322 рычага 320 соединен с позиционирующей системой 330, как описано в следующем варианте. Позиционирующая система 330 механизма 220 включает управляющее сочленение 331 и основание 332. Основание 332 позиционирующей системы 330 служит для крепления позиционирующей системы 330 и, следовательно, механизма 220, к одной или многим из конструкций 340 самолета. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 соединено со вторым концом 322 рычага 320. Управляющее сочленение 331, кроме того, выполнено с возможностью приема команд от блока 230 обработки данных и перемещения рычага 320 соответственно. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 выполнено с возможностью управления рычагом 320 механизма 220, например, путем перемещения рычага 320 вдоль по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной осей рычага 320. Вертикальная ось рычага 320 может быть осью вдоль длины рычага 320. Продольная и поперечная оси рычага 320 в таком случае будут двумя другими перпендикулярными осями на плоскости, перпендикулярной вертикальной оси рычага 320. Рычаг 320 может перемещаться вдоль своей вертикальной оси, посредством управляющего сочленения 331, с помощью конструирования рычага 320 телескопическим. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330, кроме того, выполнено с возможностью управления рычагом 320 механизма 220, например, посредством вращения рычага 320 вокруг по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной оси рычага 320. Определение оси можно понять из предыдущего описания. Кроме того, следует понимать, что на практике управляющее сочленение 331 может не нуждаться в управлении перемещением и вращением рычага 320 вдоль или вокруг всех поперечной, продольной и вертикальной осей. Для управляющего сочленения 331 может быть достаточно управления рычагом 320 только в одной или нескольких из шести степеней свободы рычага 320 для достижения требуемой формы гибкого впуска 120.

[0046] На фиг. 4 схематически показан следующий вариант примера механизма 420. В этом варианте механизм 420 подобен механизму 220, показанному на фиг. 2. В варианте, показанном на фиг. 4, позиционирующая система 430 механизма 420 включает два управляющих сочленения 431 и 431' на общем основании 432. Каждое управляющее сочленение 431 и 431' соединено с двумя отдельными рычагами 421 и 421'. Кроме того, каждый рычаг 421 и 421' соединен с двумя различными головками 410 и 410'. Назначение, конструкция и механизм, где применимы, основания 432, управляющих сочленений 431 и 431', рычагов 421 и 421', и головок 410 и 410' можно понять, как подобные основанию 332, управляющему сочленению 331, рычагу 320 и головке 310, как описано ранее в связи с фиг. 3. Кроме того, следует понимать, что, хотя иллюстрация показывает только два рычага 421 и 421' и связанные с ними компоненты, на практике может быть больше двух рычагов и связанных компонентов.

[0047] На фиг. 5 схематически показан еще один вариант примера механизма 520. В этом варианте механизм 520 подобен механизму 420, показанному на фиг. 4. В варианте, показанном на фиг. 5, позиционирующая система 530 включает только одно управляющее сочленение 531 на основании 532, управляющее двумя рычагами 521 и 521' механизма 520. Два рычага 521 и 521' соединены по отдельности с двумя головками 510 и 510' для изменения формы гибкого впуска 120. Кроме того, следует понимать, что, хотя иллюстрации показывают два рычага 521 и 521', управляемых управляющим сочленением 531, на практике может быть больше двух рычагов, управляемых управляющим сочленением 531.

[0048] На фиг. 6 схематически показана блок-схема работы блока 230 обработки данных. Блок 230 выполнен с возможностью приема в качестве входных параметров множества параметров 610 полета самолета. Полетные параметры 610 включают, без ограничения указанным, такие параметры самолета 100, как скорость, высота, окружающая температура, окружающее давление, окружающая плотность воздуха. В альтернативном случае, можно понять, что блок 230 обработки данных принимает все необходимые параметры от самолета 100 для расчета динамического давления и число Рейнольдса, соответствующих условиям полета самолета 100. Блок 230, кроме того, выполнен с возможностью получения в качестве входных параметров информации от базы данных 620. Информация, доступная в базе данных 620, включает по меньшей мере полетные условия 621 и соответствующее положение 622 одного или более рычагов 320 механизма 220. Далее, данные из базы данных 620 для принятых полетных параметров 621 сравниваются, и на шаге 630 идентифицируется требуемое положение 640 рычага 320 механизма 220. На шаге 650 управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 управляется для перемещения рычага 320 механизма 220 для достижения требуемого положения 640. Управление 650 может состоять в отправлении соответствующих сигналов управляющему сочленению 331, обеспечивающего соответственно перемещение управляющим сочленением 331 рычага 320. В зависимости от системы, используемой в управляющем сочленении 330, сигнал может быть одним из электрических сигналов или гидравлическим давлением или их комбинацией.

[0049] На фиг. 7 схематически показан вариант примера воздухозаборника 710 двигателя с механизмом 720, основанном на давлении. В этой иллюстрации механизм 720 включает мешок 721 и управляющее сочленение 722 для управления формой гибкого впуска 120. При приеме сигнала от блока 230 обработки данных, управляющее сочленение 722 управляет давлением внутри мешка 721 с обеспечением изменения формы гибкого впуска 120. Управляющее сочленение 722, кроме того, выполнено с возможностью перемещения мешка 721 в плоскости, по существу параллельной форме в плане гибкого впуска 120. В альтернативном случае устройство может быть выполнено таким образом, что часть мешка 721 может представлять гибкий впуск 120.






edrid.ru

Воздухозаборник на капот - как сделать и установить своими руками?

Установка воздухосборника на капот позволяет вам улучшить внешний вид автомобиля. Такая деталь придает ему спортивный вид и радует глаз своему владельцу. Однако, воздухозаборник имеет и другое, более функциональное назначение. Постараемся узнать, что это, как установить воздухозаборник на капот и как сделать такую деталь своими руками?

Для чего на копоте нужен воздухозаборник?

Любому, даже менее опытному автовладельцу известно, что для нормальной работы двигателя, ему не обходимо большое количество воздуха. Если быть точнее, то от этого воздуха, камере сгорания необходим кислород, который хорошо поддерживает горение. Количество кислорода, который содержится в воздухе, напрямую зависит от температуры воздуха. В процессе работы двигателя, он нагревается, и количество кислорода в подкапотном пространстве заметно снижается. Соответственно, уменьшается и мощность, развиваемая двигателем, так как он не в состоянии обеспечить оптимальное сгорание топлива из-за малого содержания кислорода.

Исходя из вышесказанного, что если обеспечить наивысший приток холодного кислорода в подкапотное пространство, топливо будет сгорать намного лучше, а значит, увеличится и мощность, развиваемая мотором. Данный прирост мощность можно заметить только на высоких оборотах, когда двигатель работает под достаточно сильной нагрузкой. 

Таким образом, воздухозаборник за счет своей особой формы обеспечивает бесперебойное прохождение кислорода в подкапотное пространство автомобиля и увеличивает мощность двигателя, что делает его не только элементом декора, но и частью тюнинга автомобиля.

Где именно устанавливается воздухозаборник?

На ВАЗ 2107 предусмотрено специальное решетчатые окна на капоте, которые служат для набора воздуха в отопление салона. Производители специальных воздухозаборников изготавливают детали под эти окна, которые крепятся при помощи двухстороннего скотча или любых других скрепляющих приспособлений. Эффективность от такого воздухозаборника будет невелика, так как расстояние от этого окна до двигателя достаточно большое. В связи с этим, воздух успевает серьезно нагреться или вообще уходит в отопление салона.

Лучшим вариантом для максимального снабжения двигателя кислородом можно считать установку воздухозаборника в середине капота.

Данное месторасположение считается самым оптимальным, где струя воздуха будет направлена сразу на двигатель и не успеет прогреться до его температур. Кроме увеличения мощности, улучшится охлаждение мотора, что актуально в жаркое время года.

Для улучшения эффекта, струю воздуха можно направить в специальный патрубок, который выведет его к воздушному фильтру. Однако, для спортивного автомобиля, данное действие не допустимо, и воздухозаборник устанавливают прямо над воздушным фильтром. Симметрия в этом деле не так важна. Впрочем, выбор места расположения воздухозаборника по-прежнему остается за вами.

Как сделать воздухозаборник на капот ВАЗ своими руками?

 

Для начала, необходимо определиться с материалом будущего воздухозаборника. В настоящее время, для этого применяют как пластик, обладающий довольно высокой прочностью, так и металл. Металл, чаще всего, точно такой же, какой применяется при изготовлении капота автомобиля.

Если вы выбрали металлический воздухозаборник, то его придется наваривать. Для этого в середине капота необходимо сделать пропил в виде буквы «П» таким образом, чтобы ребра жесткости пересекались с ним как можно реже (если изрезать их довольно сильно, то капот станет менее жестким и начнет перегибаться, в результате, вы получите не презентабельный внешний вид автомобиля). Остаток отгибается внутрь капота и воздухозаборник наваривается при  помощи специального оборудования. Конечной операцией можно считать нанесение шпатлевки, шлифовку и покраску элемента в цвет капота.

В случае с пластиком все может обойтись намного проще. Изначально, создают форму будущего воздухозаборника из монтажной пены и обклеивают стекловолокном с помощью эпоксидной смолы. Чтобы клей не прилипал к застывшей пене, форму покрывают паркетной мастикой. Слоев стекловолокна и эпоксидной смолы должно быть как можно больше. Оптимальными считаются 2-3 слоя.

Как только деталь высохнет, оторвите ее о т монтажной пены, обработайте шпатлевкой и покрасьте в цвет кузова автомобиля. Крепление можно осуществлять с помощью саморезов.

Помимо пластмассы и металла, широкое применение в изготовлении воздухозаборников нашел и пенопласт. Чтобы изготовить воздухозаборник из пенопласта, необходимо подбирать самый плотный материал. Так его будет легче резать.

 

Вначале, с помощью ножа нарежьте будущую форму воздухозаборника. Допускается грубое обращение, но старайтесь не повредить изделие, чтобы не начинать все сначала. Как только наброски будут завершены, необходимо увеличить прочность детали, а именно, нанести эпоксидную смолу и наложить бинт на каждый слой. Следите за тем, чтобы последний как можно хорошо пропитался смолой. После наложения последнего слоя, дождитесь полного высыхания состава и приступайте к следующему шагу.

Пройдите по всей поверхности воздухозаборника грубой наждачной бумагой и заранее выявите места, где наличие шпатлевки должно быть наибольшим. После этого, нанесите слой шпатлевки. Желательно применять только материалы на синтетической основе, которые быстро высыхают и делают надежный слой, легко поддающийся обработке. Полученный слой отшлифуйте с помощью наждачной бумаги. Вероятно, появятся некоторые дефекты, которые устраняются путем нанесения последующих слоев и обработок. С каждым разом применяйте меньшую наждачную бумагу. Применение воды при обработке – обязательно.

Теперь необходимо удалить пенопласт из внутренней части изделия и покрасить воздухозаборник. Внутреннюю часть необходимо покрасить черной краской. Таким образом, вы подчеркнете его глубину. Поле этого, окрашивается наружная часть в цвет капота.

Чтобы прикрепить воздухозаборник капоту, можно использовать клей и автомобильный герметик. После прижатия, необходимо удалить остатки и еще раз прижать изделие. Помимо этого, в качестве крепления можно использовать и саморезы. Они вкручиваются с внутренней стороны капота и не создают эстетических препятствий снаружи автомобиля.

Видео - Режем капот под воздухозаборник

В чем минусы воздухозаборника?

Помимо достоинств, такая деталь имеет, также, определенные недостатки. Что касается ВАЗ 2107, то они, примерно, следующие:

 

  • Конструкция некоторых воздухозаборников создает дополнительное сопротивление встречному потоку воздуха. Однако, данное влияние имеет большое значение только на действительно спортивных автомобилях.
  • Появление нового воздуха в подкапотном пространстве с таким же успехом может занести и камушки, летящие с дороги. Простым решением данной проблемы может быть установка специально решетки. То же самое требование относится и к влаге.
  • Теперь воздушный фильтр будет работать на полную, а, следовательно, загрязняться будет намного чаще. Будьте готовы к постоянной замене воздушного фильтра.

Вот так производится установка воздухозаборника на ВАЗ 2107. Делать это или нет – решать вам. Задача данной статьи была исключительно информативная. 

vipwash.ru

Способ работы воздухозаборника двигателя самолета и воздухозаборник

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Изобретение, в целом, относится к изменяемому и адаптивному безотводному воздухозаборнику с выпуклым элементом для самолета.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[0002] Обычная конструкция воздухозаборника двигателя для военного самолета, как правило, содержит отводное устройство (отсекатель) пограничного слоя, предназначенное для предотвращения засасывания пограничного слоя с передней части самолета в воздухозаборник. При засасывании этот низкоэнергетический пограничный слой воздуха создает возмущения потока во впускном канале, которые вредны для работы двигателя. Отводное устройство представляет собой зазор между воздухозаборником двигателя и фюзеляжем самолета, предназначенный для снятия пограничного слоя воздуха с низким давлением с передней части фюзеляжа, чтобы предотвратить попадание этого воздуха во впускной канал и создание возмущений в нем, отрицательно влияющих на работу двигателя. Один из недостатков существования отводного устройства (отсекателя) состоит в том, что оно увеличивает радиолокационную эффективную поверхность рассеяния самолета, что приводит к возможности более раннего обнаружения самолета радарами противника.

[0003] Вышеупомянутые недостатки были устранены некоторыми усовершенствованными конструкциями самолетов-истребителей, оборудованных сверхзвуковыми безотводными воздухозаборниками (diverterless supersonic inlet, DSI), также называемыми безотводными воздухозаборниками с выпуклым элементом, представляющими конструкцию воздухозаборника без обычного отводного устройства (отсекателя) пограничного слоя. Выпуклый элемент в конструкции безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом отводит большую часть пограничного слоя с передней части от впуска в воздухозаборник, благодаря статическим градиентам давления в направлении по размаху крыла на выпуклой поверхности, таким образом, предотвращая засасывание пограничного слоя. Также выпуклый элемент изоэнтропически сжимает воздух во время сверхзвукового полета для максимизации характеристик воздухозаборника, таким образом, улучшая работу двигателя.

[0004] Геометрия безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом крайне индивидуализирована к сверхзвуковому полету и специфическому числу Маха. Эта особая геометрия обычно является неблагоприятной для непредусмотренных условий полета, что, в свою очередь, требует существенных усилий в конструировании воздухозаборника. Уступки и компромиссы в конструировании всего воздухозаборника и, возможно, самолета, должны быть сделаны для адаптации заданной геометрии конструкции безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом для удовлетворения всему списку профилей полета.

[0005] Следовательно, существует потребность в создании устройства или способа для более эффективной работы воздухозаборника двигателя на большинстве этапов полета и условий полета самолета.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Существующая проблема решается с помощью изобретения, заявленного в независимых пунктах формулы изобретения. Другие предпочтительные варианты изобретения включены в зависимые пункты. Необходимо отметить, что аспекты изобретения, описанного в настоящей заявке, относятся как к воздухозаборнику двигателя самолета, так и к способу для изменения воздухозаборника двигателя самолета. Согласно настоящему изобретению, предложено устройство для воздухозаборника двигателя самолета. Устройство содержит гибкий впуск, по меньшей мере один механизм и блок обработки данных. Гибкий впуск сформирован из деформируемого материала. Гибкий впуск содержит внешнюю поверхность, внутреннюю поверхность и множество кромок. Множество кромок частично прикреплено к обшивке фюзеляжа самолета. Множество кромок прикреплено частично к впускному каналу воздухозаборника двигателя самолета. Воздухозаборник двигателя, кроме того, содержит по меньшей мере один механизм, выполненный с возможностью изменения по меньшей мере формы гибкого впуска. Воздухозаборник двигателя, кроме того, содержит блок обработки данных, выполненный с возможностью управления механизмом.

[0006] Термин "воздухозаборник двигателя самолета" можно понимать как полную впускную часть самолета, содержащую по меньшей мере впускной канал, расположенный смежно с поверхностью фюзеляжа, обеспечивающий невозмущенный поток воздуха к двигателю.

[0007] Термин "гибкий впуск" можно понимать как часть воздухозаборник двигателя самолета, выполненную из гибкого материала, обеспечивающего возможность изменения указанной частью своей формы, так как это требуется и когда это требуется.

[0008] Термин "форма гибкого впуска" можно понимать как форму гибкого впуска при наблюдении с одной или многих осей, почти параллельных поверхности гибкого впуска.

[0009] Другими словами, изменяя форму гибкого впуска двигателя, можно изменять воздухозаборник двигателя для более эффективной работы воздухозаборника двигателя на большинстве этапов полета и условий полета самолета.

[0010] Согласно следующему варианту, деформируемый материал может иметь гибкость и прочность. Гибкость и прочность могут быть определены на основе формы гибкого впуска. Понятно, что гибкий впуск может принимать различные формы при различных полетных условиях, и, следовательно, деформируемый материал должен иметь гибкость для гибкого впуска для обеспечения возможности изменяться от одной формы к другой. Кроме того, чтобы сопротивляться различным силам, действующим на гибкий впуск, для достижения различных форм, прочность деформируемого материала определяется соответственно. Кроме того, может учитываться цикл усталостного нагружения гибкого впуска для определения гибкости и прочности деформируемого материала.

[0011] Согласно дальнейшему варианту, деформируемый материал гибкого впуска может содержать по меньшей мере две секции. Гибкости и прочности различных секций могут быть одинаковые или различные. На практике сила, действующая на гибкий впуск, не должна даже быть всюду.

Приложенная сила может всегда действовать на одну секции гибкого впуска, и может быть необходимо, чтобы эта секция имела другую гибкость и прочность, в сравнении с остальной секцией гибкого впуска.

[0012] Согласно следующему варианту, множество кромок гибкого впуска может ограничивать форму в плане гибкого впуска. Гибкий впуск, предпочтительно, крепится к обшивке фюзеляжа и к впускному воздушному каналу двигателя, так что внешняя поверхность гибкого впуска является непрерывной с по меньшей мере поверхностью обшивки фюзеляжа и по меньшей мере поверхностью впускного воздушного канала двигателя.

[0013] Термин "форма в плане гибкого впуска" можно понимать, как форму гибкого впуска при наблюдении с оси, почти перпендикулярной поверхности гибкого впуска.

[0014] Возможно, что, из-за используемого материала и требований к прочности гибкого впуска, обшивка фюзеляжа и впускной воздушный канал двигателя могут не быть одинаковыми. Следовательно, толщина гибкого впуска может отличаться от толщины обшивки фюзеляжа и толщины воздушного канала двигателя. Толщина гибкого впуска может быть определена как расстояние между внешней поверхностью и внутренней поверхностью гибкого впуска. Следует понимать, что в таких ситуациях, когда гибкий впуск может быть прикреплен к обшивке фюзеляжа и впускному воздушному каналу двигателя, для обеспечения плавного воздушного потока, предпочтительно, поддерживается непрерывность внешней поверхности. В конкретных случаях пограничный слой, предпочтительно, не искажается. По меньшей мере, возникшее возмущение, предпочтительно, сохраняется минимальным, предпочтительно около области, где гибкий впуск крепится к обшивке фюзеляжа и впускному воздушному каналу двигателя.

[0015] Согласно следующему варианту, механизм содержит, по меньшей мере, одну головку. Головка может быть в контакте с внутренней поверхностью гибкого впуска. Головка обычно искривлена, с предпочтительно гладкой поверхностью, для обеспечения, предпочтительно, гладкого контакта с гибким впуском и также для обеспечения минимизации повреждений вследствие трения между головкой и внутренней поверхностью гибкого впуска. Кроме того, форма головки может быть определена на основе различных форм гибкого впуска, которых необходимо получить во время различных условий полета самолета.

[0016] Механизм может, кроме того, содержать, по меньшей мере, один рычаг, содержащий по меньшей мере первый конец и второй конец. Первый конец рычага может быть присоединен шарнирно к головной части механизма.

[0017] Механизм, кроме того, может содержать по меньшей мере одну позиционирующую систему, включающую по меньшей мере одно управляющее сочленение и базу. База позиционирующей системы может быть прикреплена по меньшей мере к конструкции самолета. Управляющее сочленение позиционирующей системы может быть присоединено ко второму концу рычага. Управляющее сочленение может, кроме того, быть выполнено с возможностью приема сигнала блока обработки данных, при этом сигнал может быть сигналом требуемого положения рычага.

[0018] Согласно дальнейшему варианту, управляющее сочленение позиционирующей системы выполнено с возможностью управления рычагом механизма посредством перемещения рычага вдоль по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной оси рычага.

[0019] Рычаг может перемещаться вдоль его вертикальной оси посредством управляющего сочленения с помощью выполнения рычага, например, телескопическим, по сути.

Приводной механизм

телескопического устройства рычага может быть обычного поршневого типа, приводимого в действие гидравлически или пневматически. Приводной механизм может также быть винтового типа, где вращение либо внешнего, либо внутреннего цилиндра, соответственно, изменяет длину. Следует отметить, что приводной механизм для перемещения рычага вдоль его вертикальной оси может быть одним из комбинации вышеописанных механизмов, или может любым другим известным способом изменять длину конструкции.

[0020] В другом варианте управляющее сочленение системы позиционирования выполнено с возможностью управления рычагом механизма путем вращения рычага вокруг, по меньшей мере, одной из продольной, поперечной и вертикальной осей рычага. Определение оси можно понять из более раннего описания.

[0021] Кроме того, следует понимать, что на практике управляющее сочленение не обязательно должно быть управляемым с возможностью перемещения и вращения рычага вдоль или вокруг всех из поперечной, продольной и вертикальной осей. Может, например, быть достаточным для управляющего сочленения управлять рычагом только по одной или нескольким из шести степеней свободы рычага для достижения требуемой формы гибкого впуска.

[0022] Механизм в другом варианте может быть простым, основанным на давлении механизмом. В этом варианте механизм содержит, по меньшей мере, мешок и управляющее сочленение. Управляющее сочленение может быть выполнено с возможностью приема сигнала от блока обработки данных, причем сигнал может, например, быть сигналом требуемого давления пузыря. Управляющее сочленение может также быть выполнено с возможностью управления давлением мешка с обеспечением давления одинакового с требуемым давлением мешка.

[0023] Согласно следующему варианту, блок обработки данных может быть выполнен с возможностью приема множества параметров полета от самолета. Параметры полета могут включать, без ограничения указанным, такие параметры самолета, как скорость, высота, наружная температура, наружное давление, наружная плотность воздуха. Необходимо понимать, что в альтернативном случае блок обработки данных принимает все необходимые параметры от самолета, для расчета, например, динамического давления и числа Рейнольдса, соответствующих условиям полета самолета.

[0024] Блок обработки данных может, кроме того, быть выполнен с возможностью приема информации от базы данных, которая может содержать по меньшей мере условия полета и положение рычага механизма или давление мешка. Информация об условиях полета в базе данных может быть по меньшей мере динамическим давлением и числом Рейнольдса. Информация в базе данных о положении рычага механизма может включать одно или много положений рычага вдоль и вокруг его продольной, поперечной и вертикальной осей.

[0025] Блок обработки информации может, кроме того, быть выполнен с возможностью сравнения информации из базы данных с полученными параметрами полета и идентификации требуемого положения рычага механизма или требуемого давления мешка. Процесс идентификации может включать сравнение полученных параметров полета с условиями полета, и рассмотрение соответствующего положения рычага или давления мешка, как требуемого положения рычага или требуемого давления мешка, соответственно. Например, в случае, когда условия полета не присутствуют в списке условий полета базы данных, тогда ближайшие условия в списке условий полета могут быть рассмотрены для идентификации требуемого положения рычага или требуемого давления мешка. В альтернативном случае, верхнее и нижнее значения принятых параметров полета в списке условий полета могут быть рассмотрены и соответствующее положение рычага или давление мешка может быть интерполировано. В случае если верхнее, либо нижнее значение принятого параметра полета не присутствует в списке условий полета, то данные могут быть, например, экстраполированы.

[0026] Блок обработки данных может, кроме того, быть выполнен с возможностью управления управляющим сочленением механизма.

[0027] Согласно дальнейшему варианту, положение рычага или давление мешка в базе данных может быть определено на основе, например, различной формы гибкого впуска, которую необходимо получить для различных условий полета. Положение рычага или давление мешка может, например, быть определено на основании формы гибкого впуска во время фазы конструирования самолета.

[0028] Форма гибкого впуска может быть различной для различных условий полета и, следовательно, рычаг или мешок должны находиться в различных положениях для достижения форм для различных условий полета. Во время конструирования самолета может быть определено какой вид механизма необходимо использовать, и где в самолете эти механизмы могут быть расположены.

[0029] Согласно другому варианту, форма гибкого впуска может быть определена на основе результата гидрогазодинамического моделирования во время конструирования самолета.

[0030] Гидрогазодинамическое моделирование, использованное для определения формы гибкого впуска во время конструирования самолета, может быть одним или комбинацией численных, или расчетных, или экспериментальных гидрогазодинамических моделирований в другом варианте.

[0031] Численное гидрогазодинамическое моделирование может быть одним из классических гидрогазодинамических вычислений. Компьютерное гидрогазодинамическое моделирование может быть гидрогазодинамическим моделированием, выполненным с помощью доступного на рынке программного обеспечения для моделирования. Экспериментальное гидрогазодинамическое моделирование может быть анализом в аэродинамической трубе, обычно выполняемым для определения аэродинамических характеристик объекта.

[0032] В альтернативном случае экспериментальное гидрогазодинамическое моделирование может быть выполнено с помощью установки предложенного устройства на реальный самолет, и различные формы могут быть изучены для определения оптимальной формы гибкого впуска, который следует использовать в самолете при различных условиях полета.

[0033] В другом варианте гидрогазодинамические моделирования могут быть выполнены для всех проектных профилей полета и проектных режимов полета самолета. Для получения промежуточных условия полета, гидрогазодинамические моделирования могут быть выполнены для условий полета, иных, чем полетные условия в проектном профиле полета и проектных режимах полета.

[0034] Во время гидрогазодинамического моделирования могут быть смоделированы различные формы гибкого впуска для конкретных условий полета для идентификации формы гибкого впуска, которая дает максимальное преимущество. Такая идентифицированная форма гибкого впуска может быть использована для создания базы данных. На основе конструкции механизма, например, определяется соответствующее положение рычага, которое будет положением рычага в базе данных для условия полета.

[0035] В результате может быть создан адаптивный и изменяемый безотводный воздухозаборник с выпуклым элементом, который, в частности, обеспечивает возможность регулирования поверхности гибкого впуска согласно конкретным требованиям, таким образом, максимизируя эффективность впуска и, следовательно, тяговую эффективность двигателя. Устройство, кроме того, уменьшает время и стоимость проектирования самолета, благодаря простоте и гибкости устройства.

[0036] Согласно настоящему изобретению, также представлен способ для адаптивного и изменяемого безотводного воздухозаборника с выпуклым элементом.

[0037] Способ содержит шаг приема параметров полета самолета. Способ, кроме того, содержит сравнение принятых параметров полета с базой данных, по меньшей мере, для положения рычага механизма. База данных содержит множество условий полета и соответствующих по меньшей мере положений рычага механизма. Условия полета в базе данных включают по меньшей мере условия полета, определенные в проектном профиле полета и в проектных режимах полета самолета. Способ, кроме того, содержит шаг управления положением рычага механизма в положение, подобное положению рычага механизма в базе данных, соответствующему принятым параметрам полета самолета.

[0038] Однако, специалисту понятно, что эти шаги могут быть выполнены в любом другом подходящем порядке. В альтернативном случае один или более шагов могут быть выполнены одновременно.

[0039] Эти и другие аспекты настоящего изобретения будут более понятны и разъяснены со ссылкой на варианты, описанные ниже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0040] На чертежах подобные ссылочные обозначения, в целом, относятся к одинаковым частям на различных фигурах. Чертежи необязательно выполнены в масштабе, вместо этого они направлены на иллюстрирование принципов изобретения. На чертежах крайняя слева цифра (цифры) ссылочного номера может идентифицировать фигуру, на которой ссылочный номер появляется впервые. Одинаковые номера могут быть использованы на чертежах для ссылки на подобные детали и компоненты. В следующем описании различные варианты изобретения описываются со ссылкой на следующие чертежи, где:

на фиг. 1 схематически показан самолет с воздухозаборником двигателя;

на фиг. 2 схематически показан вариант воздухозаборника двигателя;

на фиг. 3 схематически показан механизм первого варианта;

на фиг. 4 схематически показан механизм с двумя рычагами, каждый из которых управляется двумя различными управляющими сочленениями;

на фиг. 5 схематически показан механизм с двумя рычагами, каждый управляется единственным управляющим блоком;

на фиг. 6 схематически показана блок-схема работы блока обработки данных;

на фиг. 7 схематически показан механизм второго варианта.

ОПИСАНИЕ

[0041] Следующее подробное описание ссылается на сопровождающие чертежи, которые показывают, в качестве иллюстрации, конкретные детали и варианты, в которых изобретение может быть реализовано.

[0042] Слово "пример" используется в настоящем документе в смысле "служащий в качестве примера, отдельного случая, или иллюстрации". Любой вариант или конструкция, описанные как "пример", необязательно рассматривать как предпочтительный или преимущественный среди других вариантов или конструкций.

[0043] На фиг. 1 схематически показан пример самолета 100 с воздухозаборником 110 и 110' двигателя. На фиг. 1 также схематически показан гибкий впуск 120 и 120', являющийся частью воздухозаборника 110 и 110' двигателя, соответственно. Воздухозаборник 110 двигателя расположен вдоль поверхности фюзеляжа для подачи воздуха для двигателя самолета 100. Воздухозаборник 110 двигателя является безотводным воздухозаборником. Гибкий впуск 120, схематически показанный на фиг. 1, является частью воздухозаборника 110 двигателя, сформированной из гибкого материала, выполненного с возможностью изменения своей формы в одном или множестве вариантов, описанных в настоящей заявке. Воздухозаборник 110' двигателя и гибкий впуск 120' подобны воздухозаборнику 110 двигателя и гибкому впуску 120, описанным выше, но расположены на другой стороне самолета 100.

[0044] На фиг. 2 схематически показан вариант воздухозаборника 110 двигателя. Воздухозаборник 110 двигателя содержит гибкий впуск 120, образованный из деформируемого материала. Гибкий впуск 120, кроме того, содержит внешнюю поверхность 211, внутреннюю поверхность 212, и множество кромок 213. Внешнюю поверхность 211 в настоящем описании можно понимать, как поверхность гибкого впуска 120, обращенную к свободному потоку воздуха во время полета. Внутреннюю поверхность 212 можно понимать как другую поверхность гибкого впуска 120. Множество кромок 213 ограничивает в плане форму гибкого воздухозаборника и прикреплено частично к обшивке 240 фюзеляжа, и частично - к воздухозаборному каналу 250 двигателя. Гибкий впуск 120 прикреплен к обшивке 240 фюзеляжа и воздухозаборному каналу 250 двигателя с обеспечением непрерывной внешней поверхности 211 по меньшей мере с поверхностью обшивки 240 фюзеляжа самолета 100 и по меньшей мере поверхностью воздухозаборного канала 250 двигателя. Воздухозаборник 110 двигателя на фиг. 1 содержит механизм 220, предназначенный для изменения формы гибкого впуска 120. Воздухозаборник 110 двигателя содержит блок 230 обработки данных для управления механизмом 220. Блок 230 соединен с механизмом 220 для управления, причем средство соединения может быть проводным или беспроводным (не показано) для передачи управляющего сигнала от блока 230 обработки данных к механизму 220.

[0045] На фиг. 3 схематически показан пример механизма 220. Механизм 220 содержит головку 310, рычаг 320 и позиционирующую систему 330. Головка 310 находится в контакте с внутренней поверхностью 212 гибкого впуска 120. Для обеспечения плавного контакта с гибким впуском 120 и предотвращения повреждения внутренней поверхности 212 гибкого впуска 120 при изменении формы гибкого впуска 120 головка 310 обычно является криволинейной с гладкой поверхностью. Кроме того, форма головки 310 также может быть выбрана на основе требуемых форм гибкого впуска 120, которые необходимо достигать во время различных условий полета самолета 100. Рычаг 320 механизма 220 содержит первый конец 321 и второй конец 322. Первый конец 321 соединен с головкой 310 с помощью соединения 323. Соединение 323 первого конца 321 с головкой 310 находится на стороне головки 310, по существу противоположной стороне, головки 310, находящейся в контакте с внутренней поверхностью 212 гибкого впуска 120. Кроме того, соединение 323 может быть не жестким, а шарнирным для обеспечения возможности свободного перемещения головки 310 вокруг соединения 323, сохраняя при этом соединение с рычагом 320. Второй конец 322 рычага 320 соединен с позиционирующей системой 330, как описано в следующем варианте. Позиционирующая система 330 механизма 220 включает управляющее сочленение 331 и основание 332. Основание 332 позиционирующей системы 330 служит для крепления позиционирующей системы 330 и, следовательно, механизма 220, к одной или многим из конструкций 340 самолета. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 соединено со вторым концом 322 рычага 320. Управляющее сочленение 331, кроме того, выполнено с возможностью приема команд от блока 230 обработки данных и перемещения рычага 320 соответственно. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 выполнено с возможностью управления рычагом 320 механизма 220, например, путем перемещения рычага 320 вдоль по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной осей рычага 320. Вертикальная ось рычага 320 может быть осью вдоль длины рычага 320. Продольная и поперечная оси рычага 320 в таком случае будут двумя другими перпендикулярными осями на плоскости, перпендикулярной вертикальной оси рычага 320. Рычаг 320 может перемещаться вдоль своей вертикальной оси, посредством управляющего сочленения 331, с помощью конструирования рычага 320 телескопическим. Управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330, кроме того, выполнено с возможностью управления рычагом 320 механизма 220, например, посредством вращения рычага 320 вокруг по меньшей мере одной из продольной, поперечной и вертикальной оси рычага 320. Определение оси можно понять из предыдущего описания. Кроме того, следует понимать, что на практике управляющее сочленение 331 может не нуждаться в управлении перемещением и вращением рычага 320 вдоль или вокруг всех поперечной, продольной и вертикальной осей. Для управляющего сочленения 331 может быть достаточно управления рычагом 320 только в одной или нескольких из шести степеней свободы рычага 320 для достижения требуемой формы гибкого впуска 120.

[0046] На фиг. 4 схематически показан следующий вариант примера механизма 420. В этом варианте механизм 420 подобен механизму 220, показанному на фиг. 2. В варианте, показанном на фиг. 4, позиционирующая система 430 механизма 420 включает два управляющих сочленения 431 и 431' на общем основании 432. Каждое управляющее сочленение 431 и 431' соединено с двумя отдельными рычагами 421 и 421'. Кроме того, каждый рычаг 421 и 421' соединен с двумя различными головками 410 и 410'. Назначение, конструкция и механизм, где применимы, основания 432, управляющих сочленений 431 и 431', рычагов 421 и 421', и головок 410 и 410' можно понять, как подобные основанию 332, управляющему сочленению 331, рычагу 320 и головке 310, как описано ранее в связи с фиг. 3. Кроме того, следует понимать, что, хотя иллюстрация показывает только два рычага 421 и 421' и связанные с ними компоненты, на практике может быть больше двух рычагов и связанных компонентов.

[0047] На фиг. 5 схематически показан еще один вариант примера механизма 520. В этом варианте механизм 520 подобен механизму 420, показанному на фиг. 4. В варианте, показанном на фиг. 5, позиционирующая система 530 включает только одно управляющее сочленение 531 на основании 532, управляющее двумя рычагами 521 и 521' механизма 520. Два рычага 521 и 521' соединены по отдельности с двумя головками 510 и 510' для изменения формы гибкого впуска 120. Кроме того, следует понимать, что, хотя иллюстрации показывают два рычага 521 и 521', управляемых управляющим сочленением 531, на практике может быть больше двух рычагов, управляемых управляющим сочленением 531.

[0048] На фиг. 6 схематически показана блок-схема работы блока 230 обработки данных. Блок 230 выполнен с возможностью приема в качестве входных параметров множества параметров 610 полета самолета. Полетные параметры 610 включают, без ограничения указанным, такие параметры самолета 100, как скорость, высота, окружающая температура, окружающее давление, окружающая плотность воздуха. В альтернативном случае, можно понять, что блок 230 обработки данных принимает все необходимые параметры от самолета 100 для расчета динамического давления и число Рейнольдса, соответствующих условиям полета самолета 100. Блок 230, кроме того, выполнен с возможностью получения в качестве входных параметров информации от базы данных 620. Информация, доступная в базе данных 620, включает по меньшей мере полетные условия 621 и соответствующее положение 622 одного или более рычагов 320 механизма 220. Далее, данные из базы данных 620 для принятых полетных параметров 621 сравниваются, и на шаге 630 идентифицируется требуемое положение 640 рычага 320 механизма 220. На шаге 650 управляющее сочленение 331 позиционирующей системы 330 управляется для перемещения рычага 320 механизма 220 для достижения требуемого положения 640. Управление 650 может состоять в отправлении соответствующих сигналов управляющему сочленению 331, обеспечивающего соответственно перемещение управляющим сочленением 331 рычага 320. В зависимости от системы, используемой в управляющем сочленении 330, сигнал может быть одним из электрических сигналов или гидравлическим давлением или их комбинацией.

[0049] На фиг. 7 схематически показан вариант примера воздухозаборника 710 двигателя с механизмом 720, основанном на давлении. В этой иллюстрации механизм 720 включает мешок 721 и управляющее сочленение 722 для управления формой гибкого впуска 120. При приеме сигнала от блока 230 обработки данных, управляющее сочленение 722 управляет давлением внутри мешка 721 с обеспечением изменения формы гибкого впуска 120. Управляющее сочленение 722, кроме того, выполнено с возможностью перемещения мешка 721 в плоскости, по существу параллельной форме в плане гибкого впуска 120. В альтернативном случае устройство может быть выполнено таким образом, что часть мешка 721 может представлять гибкий впуск 120.






edrid.ru

Технологии F1 - реализация инерционного наддува.

Для чего нужен воздухозаборник болиду формулы один

Впуск горячего воздуха в цилиндры двигателя является отличным способом, чтоб прилично уменьшить его мощность. В начале эры формулы один, на болиды не устанавливали отдельных воздухозаборников и впуск производился из подкапотного пространства. Хотя инженеры конструкторы болидов уже тогда знали, что чем воздух более холоден, тем выше его плотность и тем больше в нем кислорода. Больше кислорода, значит можно сжечь больше топлива и значит двигатель сможет выдать большую мощность, во всем диапазоне рабочих оборотов. Хотя непосредственных воздухозаборников не делали, все же старались расположить впускной тракт в наиболее холодном месте, подальше от выпускных коллекторов хотя и не всегда.

Воздухозаборник airbox современного болида формулы один, помимо функции забора холодного воздуха, помогает создать подпор давления, который создается на высоких скоростях движения, таким образом на скоростях свыше 200 км/час атмосферный двигатель получает своего рода наддув воздуха перед впускным трактом.

Использование воздухозаборника, плюс иннерционного эффекта наддува и продувки цилиндров двигателя, при использовании при этом очень высоких оборотов вращения коленчатого вала, использовавшихся до 2014 года, позволяло на 18000 об/мин и 250-300 км/час получать эквивалент наполнения цилиндров равным 175 % от имеющегося рабочего объема двигателя. Это говорит о том, что двигатель например 2012 года, с объемом цилиндров в 2.4 литра, имел наполнение эквивалентное 4.2 литра рабочего объема. Притом, что в дорожных автомобилях, продувка и инерционный наддув практически отсутствует и коэффициент наполнения редко дотягивает до 90 % на современных авто, не говоря уже о устаревших двигателях.

Воздухозаборник сам по себе может дать лишь 5 процентное повышение мощности, если его использовать на обычном двигателе и двигаться с 250-300 км/час что само по себе невозможно. В двигателе ф1 5 процентное повышение давления перед впускными патрубками мотора, повышает плотность воздуха поступающего во впускные патрубки, усиливая инерционный наддув при этом. Дополнительные пять процентов мощности для формулы один, это уже очень много, но не стоит забывать, что это не весь вклад в повышение наполнения, а лишь дополнительный подпор давления улучшаюший наполнение за счет инерционного наддува.

Инерционный наддув

В двигателе ф1 нет впускного коллектора, а есть только впускные трубы, на каждой из которых установлено по дросселю или золотнику и форсунке впрыска топлива. Вся эта система имеет минимально возможное сопротивление при движении воздуха с максимальными скоростями. Представте, что воздушно топливная смесь, движется по впускной трубе к открытому впускному клапану при полностью открытой дроссельной или золотниковой заслонке. Цилиндр постепенно наполнился и впускной клапан закрылся. Так как воздух имеет массу, он не может резко остановиться и продолжает двигаться по трубе, сжимаясь все больше возле тарелки клапана. При последующем открытии клапана топливовоздушная смесь устремляется в цилиндры не только за счет втягивания, а за счет существующего подпора волны избыточного давления. Таким нехитрым образом и происходит инерционный наддув в двигателях формулы один. Система волновых процессов во впускном коллекторе на самом деле немного сложнее но суть одна, масса воздуха движущаяся с высокими скоростями обладает большой инерцией и при грамотной настройке помогает затолкнуть больше топливовоздушной смеси в цилиндры двигателя.

Так как воздухозаборник на больших скоростях, дополнительно сжимает воздух, перед впускными трубами, то масса топливовоздушной смеси внутри них будет тоже на 5 процентов выше. Если масса инерционной смеси выше на 5 процентов, а инерционный наддув добавляет 162 % к наполнению, то получаем дополнительные 8 % (5 % от 162%)

В итоге воздухозаборник добавляет 8% + 5% = 13% мощности двигателю болида Ф1 на высоких скоростях и практически ничего не добавляет на скоростях меньше 100-150 км/час.

Цифры в пояснении работы воздухозаборника (airbox) даны примерные, но отражают действительность его работы в связке с инерционным наддувом двигателя Ф1.

Формула 1

zero-100.ru

воздухозаборник турбореактивного двигателя самолета - патент РФ 2039880

Использование: в самолетостроении. Сущность изобретения: воздухозаборник турбореактивного двигателя содержит по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, и второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки двигателя, установленные с возможностью регулирования положения, с образованием целевого верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси. Щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте. Верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь. 10 ил. Изобретение относится к двигателям. Известен воздухозаборник к турбореактивному двигателю самолета, содержащий размещенные по окружности входной кромки корпуса двигателя профилированные участки и установленные между корпусом и отдельными профилированными участками, срабатывающие при изменении давления исполнительные механизмы, причем профилированные участки установлены с возможностью автоматического регулирования их положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых каналов (см. выложенную заявку ДЕ 2048588, кл. F 02 C 7/04, 1971). Наличие воздухозаборника к турбореактивным двигателям служит для возможно полного предотвращения отделения воздушного потока вследствие невыгодного направления поступающего воздушного потока как на внутренней, так и на наружной сторонах корпуса двигателя. Невыгодное направление воздушного потока в области передней кромки корпуса может приводить к отделению воздушного потока, в частности, при старте, т.е. при разбеге и при взлете, а также во время набора высоты. Особенно критическим является отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса из-за того, что тогда воздушный поток поступает на обычно размещенное за ней крыло самолета по невыгодному направлению, чего следует избегать. Такая ситуация возникает при большом угле атаки двигателя или самолета, например, в момент ротации при наборе высоты. Кроме того, при этом, например, в случае двухконтурного турбовинтового двигателя существует опасность критического в отношении поступления воздуха на лопасти отделения воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса, что может отрицательно сказываться на безопасности полета. Недостаток известного воздухозаборника к турбореактивному двигателю самолета заключается в том, что вследствие автоматического регулирования положения профилированных участков могут возникать обусловленные вибрацией проблемы. Кроме того, влияние на направление воздушного потока на наружной стороне корпуса невозможно. Наряду с этим конструкция известного воздухозаборника сравнительно сложна из-за наличия нескольких профилированных участков. Целью изобретения является повышение безопасности полета при одновременном упрощении конструкции. Цель достигается в предлагаемом воздухозаборнике к турбореактивному двигателю самолета, содержащем по меньшей мере один размещенный по окружности выходной кромки корпуса двигателя профилированный участок и по меньшей мере один установочный механизм, установленный между корпусом и профилированным участком, установленным с возможностью регулирования положения с помощью установочного механизма с образованием щелевого канала, за счет того, что профилированный участок размещен в верхней по отношению к самолету зоне кромки корпуса, а канал направлен назад вверх. Предпочтительно профилированный участок и примыкающая к нему кромка корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиально наружу и вниз по течению воздуха направления канала. При этом канал, образующийся при выдвигании размещенного на верхней стороне корпуса профилированного участка, имеет конфигурацию, обеспечивающую поступление воздушного потока с внутренней стороны корпуса, его направление через канал косо вверх на наружную сторону корпуса. Таким образом эффективно предотвращается отделение воздушного потока сверху на наружной стороне корпуса. Предлагаемый воздухозаборник может содержать дополнительный профилированный участок, размещенный в нижней зоне кромки корпуса. В этом случае дополнительный профилированный участок и нижняя зона кромки корпуса выполнены с обеспечением ориентированного радиального внутрь и вниз по течению воздуха направления нижнего канала, образующегося при выдвижении дополнительного профилированного участка. Таким образом, нижний канал, при выдвижении дополнительного профилированного участка образующийся на нижней стороне корпуса, имеет конфигурацию, позволяющую поступление воздушного потока снаружи через канал, что предотвращает отделение воздушного потока вниз на внутренней стороне корпуса. Это означает, что задние стороны обоих установленных с возможностью регулирования положения профилированных участков имеют разную конфигурацию. Главное преимущество изобретения заключается в том, что в результате выдвижения профилированного участка и, при его наличии, дополнительного профилированного участка надежно предотвращается отделение воздушного потока. Благодаря этому в случае самолета с двухконтурным турбовинтовым двигателем, снабженным предлагаемым воздухозаборником, возможен больший угол атаки без отделения воздушного потока, что также приводит к повышению безопасности полета в таких условиях. Кроме того, выгодна возможность выполнения корпуса с ротационно-симметричной наружной конфигурацией и с оптимальной в отношении аэродинамического сопротивления, т. е. узкой, формой, причем нет необходимости учитывать вышеописанные случаи невыгодного направления воздушного потока. Конкретные геометрию и конфигурацию профилированных участков можно выбрать в соответствии с описанными ниже, особенно критическими вариантами невыгодного направления воздушного потока. Согласно предпочтительной форме выполнения предлагаемого воздухозаборника профилированные участки установлены с возможностью поворота вокруг горизонтальной оси. При этом каждый такой участок на концах с помощью шарниров закреплен с возможностью поворота на корпусе, причем установочные механизмы воздействуют на середину соответствующего профилированного участка. Данная форма выполнения имеет то преимущество, что такой воздухозаборник можно намного эффективнее механически регулировать, чем известные заслонки или кольца. Выгодно и то, что достигается при- мерно синусоидальная форма канала по высоте, соответствующая желаемому импульсу по окружности, содействующему течению воздуха, т. е. создается распределяемый по окружному участку профилированного участка воздушный поток, расход которого соответствует степени склонности и отделению воздушного потока, имеющейся на соответствующем окружном участке. На фиг. 1 показана схема поступления воздушного потока при большой мощности и большом угле атаки; на фиг. 2 схема поступления воздушного потока при небольшой мощности и большом угле атаки; на фиг. 3 изображен турбореактивный двигатель, снабженный предлагаемым водухозаборником, с выдвинутыми профилиро- ванными участками, осевой разрез; на фиг. 4 то же, причем представлен и установочный механизм; на фиг. 5 передний участок корпуса с двумя вдвинутыми профилированными участками, осевой разрез; на фиг. 6 то же, но с одним профилированным участком; на фиг. 7 корпус согласно фиг. 5, вид спереди; на фиг. 8 представлена схема высоты канала как функция окружного угла; на фиг. 9 схема угловых корреляций; на фиг. 10 входная кромка корпуса, продольный разрез. На фиг. 1 и 2 схематически представлены две особенно критические ситуации. На фиг. 1 представлена ситуация двигателя при большой мощности и большом угле атаки , т.е. воздух по направлению стрелки 1 поступает в корпус 2. Такая ситуация возникает, например, при старте самолета. Линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую наружу форму, что означает, что в корпус 2 всасывается большое количество воздуха. При этом на нижней кромке корпуса возникает сильная тенденция к отделению воздушного потока (стрелка 5). Такое отделение отрицательно сказывается на размещенной за кромкой лопасти, и поэтому его следует избежать, так как при этом имеется опасность отделения лопастей, лопасти подвергаются сильной механической нагрузке и, кроме того, возникает значительный шум. Представленная на фиг. 2 ситуация большого угла атаки при работающем на холостом ходу двигателе или при выключенном двигателе также является критической, В этом случае в корпус 2 поступает лишь небольшое количество воздуха, так что линии 3 и 4 точек полного торможения потока имеют выпуклую внутрь форму. В таком случае, в частности, имеется опасность отделения воздушного потока на верхней кромке корпуса 2 (стрелка 6). Такого отделения следует избегать потому, что оно может отрицательно сказываться на размещенном за кромкой крыле самолета. На фиг. 3 представлен снабженный предлагаемым воздухозаборником двухконтурный туpбовинтовой двигатель, содержащий два ротора 7,8, размещенных в корпусе 2. Вниз по течению воздушного потока за задним ротором 8 воздушный канал 9 разделяется на байпасный канал 10 и впуск 11 приводящего роторы 7, 8 центрального двигателя 12. Центральный двигатель содержит компрессор 13 среднего давления, компрессор 14 высокого давления, камеру 15 сгорания, турбину 16 высокого давления, соединенную с помощью на представленных на чертеже валов с компрессором 14 высокого давления, и турбину 17 низкого давления, таким же образом соединенную с компрессором 13 среднего давления и с обоими роторами 7, 8, вращающимися в противоположных направлениях. При этом турбина 17 низкого давления может быть выполнена в виде турбины со встречным вращением роторов, с помощью двух вращающихся в противоположных направлениях валов соединенной с роторами 7, 8, или одна единственная турбина 17 низкого давления с помощью одного вала соединена с передачей, распределяющей создаваемую турбиной 17 мощность на оба ротора 7,8. Корпус 2 с помощью размещенных по окружности ребер 18 жесткости соединен с центральным двигателем 12, а последний закреплен на самолете, в частности на его крыле, с помощью крепежного приспособления 19. Согласно изобретению на входной кромке 20 корпуса 2 по меньшей мере в одном секторе выполнен профилированный участок 21 и 22 соответственно в виде участка кольца, установленный на корпусе 2 с возможностью регулирования положения так, что между профилированным участком 21, 22 и корпусом 2 образуется канал 23 и 24 соответственно. Согласно представленной на фиг. 5 форме выполнения и наверху, и внизу размещены профилированные участки 21, 22. Однако в случае необходимости возможно использование лишь одного участка 21 или 22, размещенного или внизу, или наверху, как показано на фиг. 6, если в другой зоне благодаря другим мероприятиям или специальной конфигурации существует лишь небольшая склонность к отделению воздушного потока, или если такая склонность вообще отсутствует. Однако особенно предпочтительно выполнение верхнего 21 и нижнего 22 профилированных участков, причем благодаря независимому регулированию положения достигается поступление воздушного по тока на корпус 2 без каких-бы то ни было явлений отделения. Профилированные участки 21, 22 установлены с возможностью регулирования положения по направлению оси двигателя с помощью установочных механизмов 25, 26, предпочтительно установленных в корпусе 2. Установочные механизмы 25, 26, могут быть выполнены в виде гидравлических цилиндров, шпинделей или других пригодных приспособлений. На фиг. 5 показан предлагаемый воздухозаборник с вдвинутыми профилированными участками 21, 22, т.е. в данном случае участки 21, 22 прилегают к корпусу 2, так что каналы 23, 24, образующиеся при выдвинутом состоянии этих участков 21, 22 (см. фиг. 3),закрыты. Важным признаком изобретения является направление каналов 23, 24 (в плоскости чертеже они направлены снизу с левой стороны, вверх с первой стороны), так как таким образом достигается желаемый проход воздуха. Соответственно на фиг. 1 показан случай при большом угле атаки при большой мощности двигателя, т.е. воздух набегает в направлении, показанном стрелкой 1. Линии 3 и 4 означают линии торможения потока, а стрелкой 5 показана тенденция срыва потока на нижней внутренней поверхности 27 корпуса 2. Соответственно фиг. 2 показывает случай для большого угла атаки при низкой мощности двигателя, причем тенденция срыва потока наступает на верхней внешней поверхности 28 корпуса 2, что показано стрелкой 6. На фиг. 7 представлен корпус 2, причем в верхнем секторе 29 установлен профилированный участок 21, а в нижнем секторе 30 профилированный участок 22. Оба сектора 29, 30 охватывают примерно одну четверть окружности корпуса 2, т.е. угол o к горизонтали составляет примерно 45о. Однако в зависимости от конкретных требований данный угол может быть меньше или больше. Профилированные участки 21, 22 закреплены на корпусе 2 с помощью шарниров 31, причем последние размещены на окружных концах 32 участков 21, 22. Установочные механизмы 25, 26 (фиг. 3) воздействуют на профилированные участки 21, 22 в местах 33, 34 крепления, находящихся в середине участков 21, 22. Предпочтительно шарниры 31 снабжены горизонтальными болтами, с одной стороны размещенными в соответствующем участке 21, 22, а с другой на примыкающих участках 35, 36 входной кромки корпуса 2. На фиг. 8 представлена диаграмма, на которой ширина канала (фиг. 10) показана в виде функции вписанного угла o (фиг. 7).Ширина S канала зависит от угла на который профилированный участок 21, 22 выдвинут относительно вертикали (фиг. 3 или 9). Ширина канала 23 у верхнего профилированного участка 21 представлена пределами угла от 40 до 140о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "наверху"), а ширина канала 23 у нижнего профилированного участка 22 пределами угла от 220 до 320о (на фиг. 8 этот случай обозначен словом "внизу"). Данные на ординате в каждом конкретном случае зависят от выбираемого угла наклона , причем конкретная ширина S каналов определяется по уравнению
S= tg R(sin-sino), где угол наклона выдвинутого профилированного участка 21 или 22 относительно к вертикальной оси корпуса 2 плоскости;
R радиус корпуса;
- угол против направления часовой стрелки относительно горизонтали;
o- угол, под которым установлены шарниры 31. На фиг. 8 в качестве примера угол o составляет 45о, что означает, что каждый профилированный участок 21, 22 охватывает одну четверть окружности корпуса 2. На фиг. 9 показано отношение для ширины S каналов, на основе которой была составлена диаграмма фиг. 8, причем видны угловые корреляции. В частности, представлены максимальная ширина S каналов, равна 90о, имеющаяся в высшей точке корпуса 2, и S что соответствует соответственно меньшей ширине канала по обеим сторонам максимума. На фиг. 10 представлена верхняя зона входной кромки 20 корпуса 2, причем профилированный участок 21 находится в выдвинутом положении. При этом образуется канал 23 длиной l и шириной S. Ширина канала 31 составляет примерно 1/5 до 1/3 его длины, причем длина l равна примерно 1,5 кратной толщине d корпуса 2. Предпочтительно канал 23 имеет дугообразно изогнутую назад форму с тем, чтобы обеспечить хорошее обтекание воздуха по наружной поверхности 28 корпуса 2. Предлагаемый воздухозаборник снабжен блоком 37 управления (фиг. 4), подключенным через сигнальные линии 38, 39 к установочным механизмам 25, 26. На вход линии блока 37 управления подаются четыре параметра режима полета и двигателя, а именно числа М набегающего потока, угол атаки (фиг. 1 и 2), угол под которым установлены лопасти, степень дросселирования двигателя. В зависимости от этих параметров блок 37 управления по сигнальным линиям 38, 39 управляет вдвиганием (Е) и выдвиганием (А) профилированных участков 21, 22.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

ВОЗДУХОЗАБОРНИК ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА, содержащий по меньшей мере один профилированный участок, размещенный в верхней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, первый установочный механизм, установленный между корпусом и первым профилированным участком, второй профилированный участок, размещенный в нижней по отношению к самолету зоне входной кромки корпуса двигателя, второй установочный механизм, установленный между корпусом и вторым профилированным участком, причем профилированные участки установлены с возможностью регулирования положения с помощью установочных механизмов с образованием щелевых верхнего и нижнего каналов и поворота вокруг горизонтальной оси, отличающийся тем, что, с целью повышения безопасности полета, щелевые каналы имеют синусоидальную форму по высоте, при этом верхний канал ориентирован по ходу движения воздуха в радиальном направлении наружу, а нижний внутрь.

www.freepatent.ru

Воздухозаборник двигателя самолета

 

Изобретение относится к авиационной промышленности. Воздухозаборник содержит канал, ограниченный крылом и фюзеляжем, на котором с возможностью поворота и расположения заподлицо с его верхней поверхностью закреплена створка. Конструкция воздухозаборника позволяет обеспечить подачу воздуха либо через осевой вход или через верхний вход, выполненный в крыле самолета. Изобретение направлено на повышение безопасности полетов. 2 з.п.ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике.

Для расширения возможностей использования самолета воздухозаборники двигателей оборудованы специальным устройством, обеспечивающим защиту от попадания посторонних предметов при движении по земле, что особенно важно при эксплуатации на грунтовых аэродромах. Известен воздухозаборник двигателя самолета (см патент США 3347496 от 17.10.1967), содержащий ограниченный частью фюзеляжа канал и две створки, выполненные с возможностью перекрытия канала и входа в верхней части фюзеляжа. Недостатком известного устройства является сложность конструкции переключения воздушных потоков воздухозаборника. Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в упрощении конструкции приспособления для переключения воздухозабора и в повышении эффективности воздухозаборника. Указанный технический результат достигается тем, что в воздухозаборнике, содержащем ограниченный верхним элементом самолета канал и створку, выполненную с возможностью перекрытия канала и входа в верхнем элементе, створка установлена на верхнем элементе с возможностью поворота и расположения заподлицо с его верхней поверхностью. Механизм поворота створки располагается в самой створке. За входом на фюзеляже может быть расположен по крайней мере один клапан дополнительной подпитки. Сущность изобретения поясняется чертежом. Воздухозаборник двигателя самолета содержит канал 1, сверху ограниченный крылом 2 и фюзеляжем. В канале 1 на крыле 2 с возможностью поворота на оси 3 закреплена створка 4. В фюзеляже 2 выполнены клапаны 5 дополнительной подпитки двигателя. Функционирует воздухозаборник следующим образом. В полете створка 4 находится в верхнем (открытом) положении и является частью стенки канала воздухозаборника. Воздухозаборник имеет традиционный вид с обычным осевым входом. При движении самолета по земле (на взлете и при посадке) створка 4 находится в нижнем (закрытом) положении и полностью перекрывает осевой вход воздухозаборника. При этом в стенке канала открывается верхний вход в воздухозаборник, который был закрыт створкой, находившейся в верхнем положении. Для обеспечения необходимого сечения входа предусмотрены клапаны 5 дополнительной подпитки двигателя, которые могут открываеться (закрываться) по мере изменения расхода воздуха. Перемещение створки 4 из одного положения в другое осуществляется гидравлическим цилиндром 6. В верхнем положении створка фиксируется замком. В нижнем положении створка удерживается гидравлическим цилиндром 6.

Формула изобретения

1. Воздухозаборник двигателя самолета, содержащий ограниченный верхним элементом самолета канал и створку, выполненную с возможностью перекрытия канала и входа в верхнем элементе, отличающийся тем, что створка установлена на верхнем элементе с возможностью поворота и расположения заподлицо с его верхней поверхностью, а механизм поворота створки расположен в самой створке. 2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что в верхнем элементе за входом расположен по крайней мере один клапан дополнительной подпитки. 3. Воздухозаборник по пп.1 и 2, отличающийся тем, что в качестве верхнего элемента использовано крыло и фюзеляж.

РИСУНКИ

Рисунок 1

findpatent.ru

Воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания

 

Изобретение может быть использовано для очистки воздуха в двигателях внутреннего сгорания. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение эффективности работы воздухозаборника за счет повышения качества первичной очистки воздуха с одновременным упрощением конструкции воздухозаборника. Он включает тарельчатое основание, по периметру которого расположен воздухозаборный элемент, а над ним размещена крышка в виде стакана. Основание установлено на воздушном патрубке соосно с последним, а между этим патрубком и крышкой размещен инерционный аппарат, выполненный в виде по крайней мере одной конусной поверхности, укрепленной на воздушном патрубке или тарельчатом основании. Данная конусная поверхность перекрывает в месте ее расположения 0,2-0,6 ширины воздушного прохода между крышкой и воздушным патрубком, а в любой секущей плоскости, проходящей через ось воздушного патрубка, угол между сечением упомянутой конусной поверхности и упомянутой осью воздушного патрубка, направленной в сторону крышки, составляет 30-60o. При этом воздухозаборный элемент может быть выполнен в виде по крайней мере одного сетчатого элемента и/или в виде волокнистого фильтрующего элемента, а конусные поверхности - съемными и иметь пылезадерживающие элементы. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано для очистки воздуха в двигателях внутреннего сгорания.

Известен воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания, включающий крышку в виде стакана, установленную на воздушном патрубке, и имеющий инерционные элементы (Егоров И.М. Очистка воздуха, горючего, масла. Москва, Военное издательство Минобороны СССР, 1962, с. 1-21). При прохождении воздуха между инерционными элементами за счет локального изменения направления воздушных потоков происходит отсев твердых частиц. Однако в данном случае эффективность отсева твердых частиц в проходящем воздухе крайне низка. Также известен воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания, включающий крышку в виде стакана, установленную на воздушном патрубке, и имеющий инерционные элементы, причем данные инерционные элементы выполнены в виде направляющих поверхностей (заявка DE N 2854866 A1, кл. P 02 M 35/02, опубл. 05.07.79). В данном случае отсев твердых частиц также недостаточен. Наиболее близким к заявленному является воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания, включающий тарельчатое основание, по периметру которого расположен воздухозаборный элемент, а над ним размещена крышка в виде стакана, при этом основание установлено на воздушном патрубке соосно с последним, а между этим патрубком и крышкой размещен инерционный аппарат (авторское свидетельство СССР N 1592557, кл. F 02 M 35/02, опубл. 15.09.90). Однако в данном случае конструкция сложна и недостаточно эффективна при первичной очистке воздуха. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение эффективности работы воздухозаборника за счет повышения качества первичной очистки воздуха с одновременным упрощением конструкции воздухозаборника. Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном наиболее близком техническом решении инерционный аппарат выполнен в виде по крайней мере одной конусной поверхности, укрепленной на воздушном патрубке или тарельчатом основании, причем данная конусная поверхность перекрывает 0,2-0,6 ширины изначального воздушного прохода между крышкой и воздушным патрубком, при этом в любой секущей плоскости, проходящей через ось воздушного патрубка, угол между сечением упомянутой конусной поверхности и упомянутой осью воздушного патрубка, направленной в сторону крышки, составляет 30-60 градусов. При этом воздухозаборный элемент может быть выполнен в виде по крайней мере одного сетчатого элемента и/или в виде волокнистого фильтрующего элемента. Кроме того, по крайней мере одна конусная поверхность может быть выполнена в виде направителя воздушного потока. При этом конусные поверхности могут быть выполнены съемными, и на конусной поверхности могут иметься пылезадерживающие элементы. Поиск, проведенный по научно-техническим источникам информации, показал, что заявленная совокупность признаков неизвестна, т.е. она соответствует условию патентоспособности изобретения "новизна". Поскольку конструкция воздухозаборника состоит из известных элементов, то заявленное соответствует условию "промышленная применимость". А так как заявленный технический результат реализуется неявным для специалиста образом, поскольку ряд признаков получен именно опытным путем, то заявленное соответствует условию патентоспособности "изобретательский уровень". На чертеже схематично представлен в разрезе воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания. Воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания включает тарельчатое основание 1, по периметру которого расположен воздухозаборный элемент 2, а над ним размещена крышка 3 в виде стакана конического или цилиндрического типа, при этом основание 1 установлено на воздушном патрубке 4 соосно с последним, а между этим патрубком 4 и крышкой 3 размещен инерционный аппарат, выполненный в виде по крайней мере одной конусной поверхности 5 укрепленной на воздушном патрубке 4 или тарельчатом основании 1. Данная конусная поверхность 5, одна или каждая из них, перекрывает в месте ее расположения 0,2-0,6 ширины изначального воздушного прохода 6, т.е. воздушного прохода без наличия поверхности 5 между крышкой 3 и воздушным патрубком 4, при этом данное расстояние 6 соответствует кратчайшему расстоянию, измеренному между боковыми поверхностями крышки 3 и патрубка 4 в любой секущей плоскости, проходящей через ось 7 воздушного патрубка 4, причем данное расстояние должно пересекать крайнюю свободную точку сечения устанавливаемой в последствии в данном месте конусной поверхности 5, а угол между вышеуказанным сечением вышеуказанной плоскостью упомянутой конусной поверхности 5 и упомянутой осью 7 воздушного патрубка 4, направленной в сторону крышки 3, составляет 30-60 градусов. При этом воздухозаборный элемент 2 может быть выполнен в виде по крайней мере одного сетчатого элемента и/или в виде волокнистого фильтрующего элемента, т.е. сетчатый элемент (например, металлическая сетка или набор сеток, расположенных по периметру тарельчатого элемента, как это показано на чертеже) может использоваться совместно с фильтрующим элементом (например, пористым, с заданным диаметром пор, волокнистым, выполненным из свалянных ниток, волокон и т.д.), а также может использоваться какой-либо один из этих элементов, либо сетчатый, либо фильтрующий, либо несколько сетчатых или несколько фильтрующих, расположенных коаксиально в данной конструкции. При этом по крайней мере одна конусная поверхность 5 выполнена в виде направителя воздушного потока, что легко реализовать посредством гофрирования поверхности 5. Следует отметить, что целесообразно выполнять конусные поверхности 5 съемными и имеющими пылезадерживающие элементы 8, которые представляют собой, в частном случае, пористые или ворсистые элементы. Воздухозаборник работает следующим образом. При расположении конусной или конусных поверхностей 5 на патрубке 4 их предварительно устанавливают на них, после чего укрепляют воздухозаборник на этом патрубке 4, надевая на него тарельчатое основание 1, которое может быть выполнено таким образом, как это показано на чертеже, т.е. с выпуклой средней частью, но может быть выполнено полностью плоским в виде диска, иметь крепежные элементы для сочленения с патрубком 4 /не показаны/, удерживающие основание 1 на патрубке за счет трения, крепежные болты и т.д. При расположении поверхностей 5 на основании 1 воздухозаборник надевают на патрубок 4 и фиксируют его положение. При проходе загрязненного внешними примесями /например, песком/ воздуха через воздухозаборный элемент 2 наиболее крупные частицы непосредственно отфильтровываются при прохождении через сетку или сетки, волокна и т.д. этого элемента 2, но мелкие частицы пыли все-таки проходят далее. Однако наличие поверхности 5 или поверхностей 5 дает возможность турбулизировать воздушный поток и при необходимости закрутить его вследствие наличия гофр у поверхностей 5. Мелкие прошедшие через элемент 2 частицы при этом теряют скорость и попадают на поверхность либо основания 1, либо в карман, образованный поверхностью 5 и патрубком 4, часть из них задерживается на поверхности 5 при наличии у нее пылезадерживающих элементов 8. Очищенный воздух проходит далее к двигателю по патрубку 4. Эксперименты, проведенные по определению геометрических параметров составляющих данной конструкции, показали, что в любой секущей плоскости, проходящей через ось 7 воздушного патрубка 4 угол между сечением упомянутой конусной поверхности 5 и упомянутой осью 7 воздушного патрубка 4, направленной в сторону крышки 3 /как это показано на чертеже/, должен составлять 30-60 градусов. При уменьшении и при увеличении величины этого угла за указанные пределы имеет место недостаточное пылеотделение, особенно самых мелких частиц/выход за допустимые пределы пылеотделения, обусловленные общепринятыми нормативами/. Наряду с этим, каждая из конусных поверхностей 5, укрепленных на воздушном патрубке 4 или тарельчатом основании 1, должна перекрывать в месте ее расположения 0,2-0,6 ширины воздушного прохода 6 между крышкой 3 и воздушным патрубком 4, при этом ширину изначального воздушного прохода 6 определяют, как это указано выше и показано на чертеже позицией 6. При выходе геометрических размеров поверхности 5 за указанные пределы будет иметь место недостаточная турбулизация воздушного потока, что приведет к недостаточному пылеосаждению, или повышенное воздушное сопротивление данному потоку, что также снижает турбулизацию и повышает требования к системам всасывания воздуха. Применение данного изобретения позволяет с малыми затратами и высокоэффективно осуществлять его эксплуатацию при высоком качестве первичной очистки воздуха.

Формула изобретения

1. Воздухозаборник для двигателя внутреннего сгорания, включающий тарельчатое основание, по периметру которого расположен воздухозаборный элемент, а над ним размещена крышка в виде стакана, при этом основание установлено на воздушном патрубке соосно с последним, а между этим патрубком и крышкой размещен инерционный аппарат, отличающийся тем, что инерционный аппарат выполнен в виде по крайней мере одной конусной поверхности, укрепленной на воздушном патрубке или тарельчатом основании, причем данная конусная поверхность перекрывает в месте ее расположения 0,2 - 0,6 ширины воздушного прохода между крышкой и воздушным патрубком, при этом в любой секущей плоскости, проходящей через ось воздушного патрубка, угол между сечением упомянутой конусной поверхности и упомянутой осью воздушного патрубка, направленной в сторону крышки, составляет 30 - 60o. 2. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что воздухозаборный элемент выполнен в виде по крайней мере одного сетчатого элемента и/или в виде волокнистого фильтрующего элемента. 3. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что по крайней мере одна конусная поверхность выполнена в виде направителя воздушного потока. 4. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что конусные поверхности выполнены съемными. 5. Воздухозаборник по п.1, отличающийся тем, что на конусной поверхности имеются пылезадерживающие элементы.

РИСУНКИ

Рисунок 1

findpatent.ru

Автор: admin

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о