RU2120396C1

RU2120396C1 - Propulsor

Info

Publication number: RU2120396C1
Application number: RU97100321/28A
Authority: RU
Inventors: Николай Александрович Дученко
Original assignee: Николай Александрович Дученко
Priority date: 1997-01-06
Filing date: 1997-01-06
Publication date: 1998-10-20

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: propulsor is provided with air intake mounted on tail section of fuselage and slotted exit nozzles mounted in nose section of fuselage at the top and on the wing. Engine is mounted in fuselage with turbine forward in way of flight and with compressor opposite to flight. Entire gas flow is fed to slotted nozzles mounted along leading edge of wing and over perimeter of upper portion of fuselage frame. EFFECT: enhanced efficiency of use of fuel. 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиастроению и касается порядка установки двигателя на самолете, устройства и размещения движителя для самолетов, у которых двигатель установлен в фюзеляже или на нем. The invention relates to aircraft manufacturing and relates to the installation of an engine on an aircraft, the device and placement of an engine for aircraft, in which the engine is mounted in or on the fuselage.

В качестве прототипа принята компоновка самолета "Хорнет" (Журнал "Крылья Родины" N 9, 1996 г.). The layout of the Hornet aircraft was adopted as a prototype (Wings of the Fatherland Magazine No. 9, 1996).

При всех отличных показателях этот самолет обладает существенными недостатками:
а) высокая посадочная скорость (250 км/ч), требующая посадочной полосы высокого класса, но все приличные аэродромы находятся под ракетно-ядерным прицелом, значит, на них нельзя рассчитывать при введении боевых действий в глубине континента;
б) 8 т керосина на 750 км радиуса действия - расточительно; стоимость полета, его вылет с современного аэродрома с его содержимым и содержанием наносят своей стране экономический ущерб не меньше, чем действие его оружия противнику;
в) значительная часть энергии топлива выбрасывается бесполезно в виде газов с высокой температурой и скоростью в воздушное пространство движителями самолета.With all the excellent performance, this aircraft has significant disadvantages:
a) high landing speed (250 km / h), requiring a high-class landing strip, but all decent airfields are under nuclear missile sight, which means that they cannot be counted on when military operations are launched in the depths of the continent;
b) 8 tons of kerosene per 750 km of range - wasteful; the cost of a flight, its departure from a modern airfield with its contents and contents inflict economic damage on their country no less than the effect of their weapons on the enemy;
c) a significant part of the energy of the fuel is emitted uselessly in the form of gases with high temperature and speed into the airspace by the propulsion of the aircraft.

Такой штурмовик не соответствует требованию: стоимость - эффективность. Such an attack aircraft does not meet the requirement: cost - efficiency.

В качестве аналога движителя принято устройство движителя самолета, который известен из патента США N 3807663, B 64 C 21/04, 1974. As an analogue of a propulsion device, an aircraft propulsion device is adopted, which is known from US patent N 3807663, B 64 C 21/04, 1974.

Задача изобретения - создание движителя самолета, содержащего основные щелевые выходные сопла, расположенные вдоль передних кромок крыла самолета и предназначенные для истечения газового потока, выходящего после турбины турбореактивного двигателя, воздухозаборник которого установлен на фюзеляже, отличающегося тем, что он снабжен дополнительным щелевым соплом, которое расположено в передней верхней части фюзеляжа, а турбореактивный двигатель расположен в фюзеляже турбиной со стороны носовой части фюзеляжа и с компрессором со стороны хвостовой части фюзеляжа, где также расположен воздухозаборник для подачи воздуха в компрессор. The objective of the invention is the creation of an aircraft propulsion device containing the main slotted exit nozzles located along the leading edges of the wing of the aircraft and intended for the outflow of a gas stream leaving the turbine of a turbojet engine, the air intake of which is mounted on the fuselage, characterized in that it is provided with an additional slotted nozzle, which is located in the front upper part of the fuselage, and the turbojet engine is located in the fuselage with a turbine from the side of the nose of the fuselage and with the compressor from the sides the rear fuselage, which also is an air inlet for supplying air to the compressor.

Фиг. 1 - общий вид самолета с размещением воздухозаборников, двигателя, всего газового тракта в плане. FIG. 1 - a general view of the aircraft with the placement of air intakes, engine, the entire gas path in the plan.

Фиг. 2 - распределение газового потока двигателя на щелевое сопло фюзеляжа и центроплан, профиль. FIG. 2 - distribution of the gas flow of the engine to the slotted nozzle of the fuselage and center section, profile.

Фиг. 3 - центроплан в разрезе. FIG. 3 - the center section in the context.

Воздухозаборники 1 выполнены на хвостовой части фюзеляжа, которая заострена и развита по площади в вертикальной плоскости. Такое их размещение (позади центра тяжести, центра давления) улучшает стабилизацию полета. Внутри хвостовой части фюзеляжа дефлекторы 2, направляющие воздух к компрессору двигателя 3. Жаровая труба 4 двигателя выходным концом закреплена на лонжероне 5. От лонжерона 5 и до передней кромки крыла в центроплане перегородками 11 образован герметичный с теплозащитой объем, гидравлически соединенный через отверстие 6 с газовым трактом двигателя и через окна 12 в переднем лонжероне 7 с передней частью крыла 13. The air intakes 1 are made on the rear of the fuselage, which is pointed and developed over the area in the vertical plane. Such their placement (behind the center of gravity, center of pressure) improves flight stabilization. Inside the rear part of the fuselage, deflectors 2 directing air to the engine compressor 3. The heat pipe 4 of the engine with the output end is fixed to the spar 5. From the spar 5 and to the front edge of the wing in the center section, the bulkheads 11 form a sealed with thermal protection, hydraulically connected through a hole 6 with a gas the engine path and through the windows 12 in the front spar 7 with the front of the wing 13.

Таким образом, осуществлена канализация газового потока двигателя к крыльевым щелевым соплам 8 и к щелевому соплу фюзеляжа 9, которое облагорожено обтекателем 10. На крыле выполнены гребни 14, препятствующие перетеканию газов. Thus, the gas flow of the engine to the wing slotted nozzles 8 and to the slotted nozzle of the fuselage 9, which is ennobled by the fairing 10, is implemented. On the wing there are ridges 14 that prevent the flow of gases.

Из приведенных фиг. 1-3 видна работа движителя: воздух поступает через щелевые воздухозаборники 1 в кормовую часть фюзеляжа в виде плоских шлейфов и дефлекторами 2 направляется без завихрений в двигатель 3. Газы, отработавшие на турбине двигателя, поступают в жаровую трубу 4, из которой напрямую поступают в щелевое сопло 9, расположенное по периметру верхней части шпангоута, и через отверстие 6 поступают в выгороженную герметичную с теплоизоляцией часть центроплана, из которой по окнам 12, выполненным в переднем лонжероне 7, поступают в крыльевое сопло 8. Таким образом, весь газовый поток двигателя подается в переднюю часть самолета, создает тягу, приложенную впереди центра тяжести и центра давления, что способствует стабильному полету. From the FIGS. Fig. 1-3 shows the operation of the propulsion device: air enters through the slotted air intakes 1 into the aft part of the fuselage in the form of flat plume and deflectors 2 are sent without turbulence to the engine 3. The gases exhausted on the engine turbine enter the flame tube 4, from which they directly enter the slotted pipe a nozzle 9 located along the perimeter of the upper part of the frame, and through the opening 6 enter the sealed part of the center section sealed with heat insulation, from which through the windows 12 made in the front spar 7 enter the wing nozzle 8. Thus Zoom, the entire gas flow supplied to the engine in front of the aircraft, produces thrust, applied in front of the center of gravity and center of pressure, which contributes to stable flight.

Газы, отработавшие в соплах 8, 9, обтекая верхнюю часть кромки и фюзеляжа, сбрасывают основание атмосферного столба, создавая существенный прирост подъемной силы, при этом фюзеляж стал несущим. The gases exhausted in the nozzles 8, 9, flowing around the upper part of the edge and the fuselage, discharge the base of the atmospheric column, creating a significant increase in lift, while the fuselage becomes a carrier.

Регулируя расход газов через сопло 8, легко осуществляется маневренность, недоступная той, которую создают самолету аэродинамические рули. By adjusting the flow of gases through the nozzle 8, maneuverability is easily implemented, inaccessible to that created by the aircraft aerodynamic rudders.

В идеале дальнобойность газовых струй из крыльев и фюзеляжного сопла не должна превышать длины хорды крыла, длины фюзеляжа соответственно. Например, для крейсерного режима полета аэродинамичного следа самолета не должно быть. Ideally, the range of the gas jets from the wings and the fuselage nozzle should not exceed the length of the chord of the wing, the length of the fuselage, respectively. For example, for a cruiser flight mode, there should not be an aerodynamic track of the aircraft.

Предложенный движитель делает самолет малозаметным для тепловых и акустических средств наведения. The proposed propulsion makes the aircraft inconspicuous for thermal and acoustic means of guidance.

Незначительный прирост потерь энергии, вызванный тепловой радиацией, гидравлическими сопротивлениями, с лихвой компенсируется приростом подъемной силы, грузоподъемности. A slight increase in energy losses caused by thermal radiation, hydraulic resistances is more than compensated by an increase in lifting force and carrying capacity.

Применение щелевого сопла в качестве движителя самолета-штурмовика расширяет диапазон скоростей за счет снижения минимальной скорости, которая необходима при атаке наземных целей, выход из атаки на большой скорости. The use of a slot nozzle as a propulsion aircraft for an attack aircraft expands the speed range by reducing the minimum speed that is needed when attacking ground targets, and exit the attack at high speed.

Малые скорости разбега и пробега делают ненужным аэродром, увеличивают эффективный радиус действия, расширяют географию применения самолета, позволяют содержать авиационные подразделения в штате войсковых соединений. Low take-off and run speeds make an aerodrome unnecessary, increase the effective range, expand the geography of the aircraft, and allow maintaining aviation units in the state of military units.

Claims

Aircraft mover containing main slotted exit nozzles located along the leading edges of the wing of the aircraft and intended for the outflow of a gas stream leaving the turbine of a turbojet engine, the air intake of which is mounted on the fuselage, characterized in that it is provided with an additional slotted nozzle, which is located in the front upper part fuselage, and the turbojet engine is located in the fuselage with a turbine from the side of the nose of the fuselage and with the compressor from the side of the rear of the fuselage, where t There is also an air intake for supplying air to the compressor.