RU2268843C1 - Система энергетического обеспечения летательного аппарата - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата вспомогательного назначения. Система состоит из консоли несущей поверхности летательного аппарата с устройством локализации перетекания воздушного потока, которое включает проточную гондолу, энергетический контур и воздушно-реактивный двигатель с выходным соплом. Гондола расположена осью по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата, входная часть выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности. Энергетический контур состоит из по меньшей мере одного ветроколеса с по меньшей мере одним генератором электрической энергии, которые расположены внутри проточной гондолы, параллельно входного окна. Упомянутый двигатель размещен в выходной части проточной гондолы. Технический результат - расширение возможностей энергетического обеспечения летательного аппарата и повышение степени безопасности полета. 3 ил.

Description

Система энергетического обеспечения летательного аппарата относится к энергетике авиационной техники, а именно к конструкции энергетических устройств, преобразующих энергию набегающего воздушного потока в электрическую энергию и создающих реактивную тягу летательного аппарата.

Из аэродинамики летательных аппаратов известно, что при обтекании несущей поверхности воздушным потоком, из-за образования градиента давления между нижней и верхней плоскостями несущей поверхности, и особенно крыла малого удлинения, происходит перетекание воздушной массы из зоны повышенного давления в зону с пониженным давлением (см. книгу «Летательные аппараты и безопасность полета» под ред. Дьяченко А.А. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского. 1987 г., с.575-577, рис.28,3.). Процесс перетекания приводит к увеличению сопротивления летательного аппарата в целом и уменьшению подъемной силы, а также способствует образованию спутного следа, что в совокупности снижает уровень безопасности полета.

Для устранения такого явления в конструкциях несущих поверхностей летательных аппаратов используют аэродинамические заградители в виде установленных на консольной части несущей поверхности повернутых вниз крылышек, посредством которых процесс перетекания уменьшается (см. журнал серии «Новости зарубежной науки и техники». Техническая информация, ЦАГИ, 1987 г., №2, с.2, рис.5.).

Однако у этой конструкции есть тот недостаток, что усиливается интерференция в месте стыка консольной части и крылышка, а следовательно, увеличивается силовая нагрузка на консольную часть несущей поверхности, требующая усиления ее конструкции.

Известна также конструкция устройства локализации явления перетекания воздушных масс и разрушения спутного следа посредством их подавления турбулизаторами. Такое устройство представляет из себя размещенные на консолях несущих поверхностей гондол с протоком воздуха (см. книгу «Летательные аппараты и безопасность полета» под ред. Дьяченко А.А. - М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1987 г., с.577-578, рис.28.4.).

Однако такие проточные гондолы слабо гасят вихревое жгутование следового потока за летательным аппаратом, что снижает уровень безопасности полета. Кроме того, наличие проточного канала гондолы не устраняет явления перетекания на консоли несущей поверхности, а также не полностью устраняет интерференцию в местах стыка консольной части с проточной гондолой.

Технический результат предложенного изобретения заключается в повышении эффективности энергетического обеспечения летательного аппарата и уровня безопасности полета.

Сущность изобретения заключается в том, что в системе энергетического обеспечения летательного аппарата, состоящей из консоли несущей поверхности летательного аппарата с устройством локализации перетекания воздушного потока, устройство локализации включает проточную гондолу, энергетический контур и воздушно-реактивный двигатель с выходным соплом, гондола расположена осью по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата, входная часть гондолы выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, при этом энергетический контур состоит из по меньшей мере одного ветроколеса с по меньшей мере одним генератором электрической энергии, которые расположены внутри проточной гондолы, параллельно входного окна, а в выходной части проточной гондолы размещен упомянутый двигатель.

Предлагаемое техническое решение иллюстрируется графически, где на фиг.1 показан общий вид системы сзади, на фиг.2 - вид системы по А-А фиг.1, на фиг.3 - вид системы по Б-Б фиг.1 и 2.

Система энергетического обеспечения летательного аппарата состоит из консоли 1 несущей поверхности летательного аппарата, а замком 2 (например, типа «ласточкин хвост») к ней крепится круглая по сечению приемная проточная гондола 3 с головным обтекателем 4, между нижней частью хорды 5 несущей поверхности 6 консоли 1 и кромкой 7 проточной гондолы 3 имеется боковое тангенциальное входное окно 8 проточной гондолы 3. Внутри проточной гондолы 3, напротив бокового тангенциального входного окна 8 с осевым снижением Δ относительно нижней части хорды 5 последнего, установлены пилоны 9, на которых на осях 10 расположены одно и более ветроколеса 11 с периферийными лопатками 12, плоскости 12а которых перпендикулярны набегающему потоку. Ветроколеса 11 взаимодействуют с одним и более генераторами 13 и муфтами сцепления 14.

За энергетическим контуром, состоящим из ветроколес 11 и генераторов 13, установлен контур воздушно-реактивного двигателя 15 (например, прямоточный воздушно-реактивный двигатель) с выходным соплом 16. Воздушно-реактивный двигатель 15 может представлять любой известный двигатель этого класса.

Отбор вырабатываемой генераторами 13 электрической энергии производится через кабельные линии 17, а подача топлива к воздушно-реактивному двигателю 15 осуществляется системой подачи топлива 18.

Общее управление системой энергетического обеспечения летательного аппарата производится через кабельные линии 17 пультом управления 19.

Контроль градиента статического давления между нижней и верхней частями несущей поверхности 6 производится датчиками 20, информация с которых, посредством линий связи 21, передается на пульт управления 19 летательного аппарата.

Система энергетического обеспечения летательного аппарата работает следующим образом.

При движении (полете) летательного аппарата перемещение воздушной массы с нижней части хорды 5 происходит в продольном направлении несущей поверхности 6 и поступает в боковое тангенциальное входное окно 8 проточной гондолы 3.

Датчики 20 передают, через линии связи 21, информацию о градиенте статического давления между нижней и верхней частями несущей поверхности 6 на пульт управления 19 летательного аппарата. При достижении необходимого градиента давления, по команде с пульта управления 19, муфты сцепления 14 включают во взаимодействие ветроколеса 11, через оси 10, с одним и более генераторами 13.

Тангенциальный напорный вход воздушного потока в круглую по сечению приемную проточную гондолу 3 способствует формированию пристеночного центробежного движения воздушного потока.

Воздушный поток, набегая под напором на периферийные лопатки 12, вращает ветроколеса 11, взаимодействующие с одним и более генераторами 13. Генераторы 13 вырабатывают электрическую энергию, которая посредством кабельных линий 17, по командам с пульта управления 19, передается к потребителям летательного аппарата.

Пройдя через энергетический контур (ветроколеса 11 и генераторы 13), напорная воздушная масса поступает в контур воздушно-реактивного двигателя 15. По команде с пульта управления 19 обеспечивается подача топлива в двигатель 15 системой подачи топлива 18 с его последующим сжиганием и выводом продуктов сгорания через выходное сопло 16. Таким образом, двигатель 15 обеспечивает создание реактивной силы посредством применения эффекта перетекания воздушной массы от корневой части несущей поверхности 6 к ее консоли 1.

По приближении окончания движения (полета) летательного аппарата, по команде с пульта управления 19 (по кабельным линиям 17) производится перекрытие подачи топлива (через систему подачи топлива 18) к контуру воздушно-реактивного двигателя 15. Работа двигателя 15 прекращается. Муфты сцепления 14 отключают ветроколеса 11 от генераторов 13. Вырабатывание электрической энергии прекращается.

Таким образом, предложенное техническое решение позволяет преобразовать эффект перетекания воздушной массы на несущей плоскости летательного аппарата в электрическую энергию и реактивную тягу, а следовательно, повышаются эффективность энергетического обеспечения летательного аппарата и уровень безопасности полета.

Представленная к защите патентом система энергетического обеспечения летательного аппарата может быть реализована на предприятиях, выпускающих подобную продукцию.

Claims (1)

1. Система энергетического обеспечения летательного аппарата, состоящая из консоли несущей поверхности летательного аппарата с устройством локализации перетекания воздушного потока, отличающаяся тем, что устройство локализации включает проточную гондолу, энергетический контур и воздушно-реактивный двигатель с выходным соплом, гондола расположена осью по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата, входная часть гондолы выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности, при этом энергетический контур состоит из по меньшей мере одного ветроколеса с по меньшей мере одним генератором электрической энергии, которые расположены внутри проточной гондолы параллельно входному окну, а в выходной части проточной гондолы размещен упомянутый двигатель.

Images