Устройство для отсоса пограничного слоя и для контроля ударного пограничного слоя для самолета

Устройство для отсоса пограничного слоя и для контроля ударного пограничного слоя для самолета

Реферат

 

Изобретение относится к области авиации. Устройство включает конструкцию самолета, наружная обшивка которой имеет в критических в отношении течения воздуха местах поверхности, с которых для получения ламинарного пограничного слоя отсасывают воздух, протекающий в пограничном слое, соединительную линию и струйный насос, который установлен в открытом сечении воздушно-реактивного двигателя в струе воздуха. Изобретение направлено на экономичный отсос пограничного слоя с использованием традиционных энергоресурсов воздушно-реактивного двигателя и/или в равной мере контроль ударного пограничного слоя для самолета. 9 з.п.ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к устройству для отсоса пограничного слоя в критических в отношении течения потока воздуха местах наружной обшивки самолета по п. 1 формулы изобретения.

Известный способ уменьшения аэродинамического сопротивления трения достигается отсосом окружающего аэродинамические поверхности пограничного слоя воздуха, для чего специалисту известны соответствующие решения.

Из акцептованной заявки ФРГ N 1280057 известно, что для отсоса пограничного слоя от крыла самолета к источнику всасывания внутри самолета присоединяют соответствующие всасывающие трубопроводы, причем в этой публикации не содержится более подробных сведений о функционировании источника всасывания. В ней нигде нет также никакого указания, согласно которому в каком-либо месте самолета можно было бы предусмотреть различные средства всасывания, с помощью которых мог бы обеспечиваться экономичный отсос пограничного слоя с использованием традиционных энергоресурсов самолета.

Далее в заявке ФРГ N 19720069 A1 представлен двухконтурный двигатель, у которого в стенку верхней зоны корпуса встроена камера. В пределах этого участка выполнены проходящие через наружную и внутреннюю стенки отверстия, через которые в обводной канал двигателя отсасывают определенное количество воздуха (в пограничном слое над корпусом двигателя). При этом за счет сверхзвуковой струи второго контура, которая вследствие всасывающего действия нагнетателя двигателя проходит через обводной канал, на (так называемом) выходе из нагнетателя достигается эжекторное действие, за счет чего возникает дозвуковая эжекторная струя всасываемого через отверстия камеры в обводной канал количества воздуха (пограничного слоя), которая вместе со струей второго контура выдувается на выходе и нагнетателя. Согласно этому решению, дозвуковая эжекторная струя будет окружать сверхзвуковую струю второго контура, в результате чего ожидается уменьшение шума от струи двигателя.

Можно, однако, исходить из того, что не известен пример источника всасывания, позволяющий реализовать экономичный отсос пограничного слоя с помощью реализованных в виде реактивной струи воздушных масс внутри (большого) воздушно-реактивного двигателя.

Упомянутая выше заявка ФРГ N 19720069 A1 не содержит также никакой информации об этом, поскольку предложенное здесь решение направлено только на отсос пограничного слоя, протекающего в непосредственном окружении поверхности корпуса двигателя, т.е. относится по определению к подлежащей отсосу поверхности с меньшей эффективной площадью всасывания. Его использование для контроля ударного пограничного слоя с одновременным учетом необходимого возрастания прикладываемой мощности всасывания за счет нескольких присоединяемых к источнику всасывания и локально распределенных, подлежащих отсосу аэродинамических поверхностей, кажется сомнительным.

В названных публикациях также нигде не содержится какого-либо указания, которое могло бы привести к монтажу соединительного трубопровода (трубопроводов) для системы отсоса (тяжелого самолета), с помощью которой можно перекрыть только короткие расстояния (от отсасывающих камер, находящихся под подлежащими отсосу аэродинамическими поверхностями, до большого двигателя).

В соответствии с этим в основе изобретения лежит задача создания устройства вышеупомянутого типа таким образом, что бы оно обеспечивало экономичный отсос пограничного слоя с использованием традиционных энергоресурсов воздушно-реактивного двигателя и/или в равной мере контроль ударного пограничного слоя для самолета. Устройство должно быть пригодно для отсоса пограничного слоя с аэродинамических поверхностей также с большей эффективной площадью всасывания с учетом ожидаемого возрастания прикладываемой мощности всасывания, причем оно должно работать почти без необходимости обслуживания с высокой надежностью.

Эта задача решается признаками, указанными в пункте 1 формулы изобретения. В остальных пунктах указаны целесообразные формы реализации этих признаков.

Ниже изобретение описано более подробно на примере его выполнения с помощью чертежей.

На фиг. 1 показан двухконтурный двигатель в продольном разрезе с установленными в открытой зоне струйными насосами; на фиг. 1.1 - двигатель по фиг. 1 с указанием места для (показанной на фиг. 1.2) детали D; на фиг. 1.2 - деталь D двухконтурного двигателя по фиг. 1; на фиг. 2a-2f - в сечении заданное (заданные) положение (положения) локально по-разному установленного (установленных) эжекторного насоса (насосов) в открытой зоне (обводной канал и канал главного потока); на фиг. 3 - в продольном разрезе выполнение струйного насоса в соответствии с деталью C1 фиг. 1; на фиг. 4 - в продольном разрезе выполнение струйного насоса в соответствии с деталью C2 фиг. 1; на фиг. 5 - закрепленный на крыле самолета двухконтурный двигатель, который посредством (по меньшей мере) одного соединительного всасывающего трубопровода соединен с зоной всасывания крыла.

Для создания необходимого разрежения, которое требуется для отсоса пограничного слоя в критических в отношении течения потока воздуха местах над перфорированной наружной обшивкой 2 (рассматриваемой в целом) конструкции 1 самолета, в (рассматриваемом в целом) воздушно-реактивном двигателе 5 устанавливают (соответствующее фактическим требованиям) число струйных насосов 7. Точное место установки зависит от конструкции двигателя 5 и оптимального положения для каждой соединительной (всасывающей) линии 4, которая присоединена к отсасываемым поверхностям 3 и к струйному насосу (насосам) 7. На фиг. 5, о которой более подробно говорится ниже, изображено устройство для отсоса пограничного слоя и для контроля ударного пограничного слоя для самолета с закрепленным на крыле самолета двигателем 5, который посредством названной соединительной (всасывающей) линии 4 соединен с интегрированной в наружную обшивку 2 зоной (зонами) 3 всасывания крыла. При этом двигатель 5 закреплен на консоли 51, жестко подвешенной к нижней структуре крыла. На практике можно использовать - в отношении примерного выполнения упомянутого устройства используют вместо (рассматриваемого в целом) воздушно-реактивного двигателя 5 двухконтурный двигатель, поэтому далее понятие "двухконтурный двигатель" употребляется для рассматриваемого на всех фигурах двигателя 5.

Из продольного разреза изображенного на фиг. 1 двухконтурного двигателя можно видеть (необходимую для дальнейшего описания устройства для отсоса пограничного слоя и контроля ударного пограничного слоя) принципиальную конструкцию двигателя. Эта конструкция ограничена изображением корпуса 12 двигателя, расположенного вдоль средней оси 13 (двигателя 5) волнового участка 121 с примыкающим участком конуса реактивного сопла (точнее вал к более подробно изображенному на фиг. 1.2 турбинному узлу 23 с примыкающим изображением конуса реактивного сопла), нагнетателя 17 двигателя, закрепленного на переднем отрезке волнового участка 121, и рубашки 122, которая расположена внутри двигателя 5 между его корпусом 12 и волновым участком 121. Не заполняющая полное открытое сечение двигателя 5 распорка 24 (т.е. опора, подходящим образом закрепленная внутри двигателя) удерживает рубашку 122 на расстоянии от волнового участка 121, за счет чего рубашка 122 также отстоит от внутренней поверхности корпуса 12 двигателя. На это расположение элементов будет постоянно даваться ссылка в дальнейшем описании.

За счет (описанного выше) обычного расположения элементов для двухконтурного двигателя корпус 12 двигателя и рубашка 122 образуют обводной канал 18 (канал вспомогательного потока), а, кроме того, рубашка 122 и волновой участок 121 образуют канал 19 главного потока (канал горячих газов), которые являются обоими открытыми участками (всей открытой зоны внутри двухконтурного двигателя) и проходят в направлении средней оси 13 двухконтурного двигателя. За счет этого (холодный) воздух, всосанный нагнетателем 17 двигателя на воздухозаборнике 16 двигателя в открытое сечение 6 (внутрь двигателя), разделяется рубашкой 122 на оба канала. При этом через канал 19 главного потока протекает (часть) реактивной струи 8, обозначаемая как "первичный поток", а через обводной канал 18 - часть реактивной струи 8, обозначаемая как "вторичный поток", оба текут на выходе каналов (без более подробного рассмотрения физических процессов) к (не показанному) реактивному соплу и там выхолят из двигателя 5.

В открытом поперечном сечении 6 (показанном на фигурах) двухконтурного двигателя в заданных местах установлено несколько струйных насосов 7 (в целом: по меньшей мере, один струйный насос 7), приводимые реализованной в двухконтурном двигателе реактивной струей 8 воздуха. В принципе, возможны следующие места установки в открытом сечении 8 двухконтурного двигателя, находящиеся в местах разрезов: A1-A1, A2-A2, A3-A3, B1-B1, B2-B2.

Из фиг. 1 можно видеть, что разрез A1-A1 включает в себя открытую зону 6 в воздухозаборнике 16 двигателя, расположенную перед нагнетателем 17 двигателя. Разрез A2-A2 включает в себя открытую зону, расположенную за нагнетателем 17 двигателя и касающуюся начального участка обводного канала 18, а разрез A3-A3 включает в себя открытую зону, касающуюся выходного участка обводного канала 18. Разрез B1-B1 включает в себя открытую зону, расположенную за нагнетателем 17 двигателя и касающуюся начального участка канала 19 главного потока (входного канала к изображенному на фиг. 1.2 компрессорному узлу 20), а разрез B2-B2 включает в себя открытую зону, касающуюся выходного участка канала 19 главного потока (на следующем на фиг. 1.2 за распоркой 24 выходом) элементе.

Воздух всасывается на воздухозаборнике 16 двигателя (вход в двигатель) названным нагнетателем 17 двигателя в открытую зону двигателя 5 и за счет всасывающего действия (нагнетателя 17 двигателя) проходит с реактивной струей 8 возникающего всасываемого потока через все открытые сечения 6 (все открытые зоны) двигателя 5. Пример этого показан (особенно выделенные на фиг. 1) отрезки для деталей C1 и C2, которые на фиг. 3 и 4 более подробно изображены с обозначенным направлением потока (соответствующей) реактивной струи 8.

Струйные насосы 7 устанавливают - в действительном случае применения - (в зависимости от отсасываемого количества воздуха в пограничном слое) в открытом сечении 6 двигателя 5 в указанных на фиг. 1 (заданных) местах. Точное место их установки зависит от (фактической) конструкции двигателя 5 и наиболее оптимального положения для присоединяемой (присоединяемых) соединительной (соединительных) (всасывающей) линии (линий) 4 к соответствующему струйному насосу 7, о (конструктивном) выполнении которого говорится ниже со ссылкой на фиг. 3 и 4. Число струйных насосов 7 определяется всем отсасываемым за пределами наружной обшивки 2 (выбранной в качестве примера) несущей плоскости 111 (крыла) количеством воздуха, который находится в корреляции с эффективной общей площадью всасывания, образованной несколькими отсасываемыми поверхностями 3.

Со ссылкой на фиг. 1 здесь указана область, ограничивающая на фиг. 1.1 деталь D, которая на фиг. 1.2 раскрывает (отнесенное к примеру) детальное изображение двигателя 5 (двухконтурного двигателя) по фиг. 1.

Это детальное изображение D было введено для лучшего понимания расположения важных функциональных элементов или функциональных зон внутри канала 19 главного потока. В соответствии с этим в открытом сечении канала 19 главного потока расположены следующий (за открытой зоной в разрезе B1-B1) компрессорный узел 20, диффузорное пространство 21, камера 22 сгорания и турбинный узел 23, лежащие в этой выбранной последовательности в направлении выходного участка канала 19 главного потока в этом канале. Между этими функционально важными элементами или узлами двигателя 5 в продольном направлении средней оси 13 (т.е. между ними и внутренней поверхностью корпуса 12 двигателя или поверхностью волнового участка 121) остается открытая зона, через которую к реактивному соплу течет соответствующая реактивная струя 8 (primary flow - первичный поток).

На фиг. 2a, 2b, 2c, 2d, 2e и 2f изображено определенное расположение струйного насоса (насосов) 7 в открытом сечении 6 в заданных местах (в частности) по фиг. 1. Эти участки относятся к открытым сечениям в указанных разрезах.

Здесь следует на всякий случай и независимо от нижеследующих описанных характерных расположений струйного насоса (насосов) 7 указать, в целом, на то, что установка струйного насоса (насосов) 7 может происходить в принципе в любом месте периферии и в любом разрезе или в любой плоскости двигателя.

Ниже из фиг. 2a, 2b, 2c можно видеть определенное положение струйного насоса (насосов) 7 и его фиксацию на внутренней поверхности стенки 11 корпуса 12 двигателя, в равной мере встречающееся в разрезах A1-A1, A2-A2 и A3-A3. На фиг. 2a установлено четыре струйных насоса 7, распределенных по кругообразной периферии внутренней поверхности стенки 11 и равномерно отстоящих друг от друга, причем всегда два (установленных в горизонтальном и вертикальном направлениях) струйных насоса 7 попарно расположены друг против друга. На фиг. 2b применяется только один струйный насос 7, который (один) фиксирован в (расположенной в вертикальном направлении) верхней зоне на кругообразной периферии внутренней поверхности стенки 11. На фиг. 2c (аналогично примеру на фиг. 2a) фиксированы три распределенных по кругообразной периферии внутренней поверхности стенки 11 и равномерно отстоящих друг от друга струйных насоса 7, которые отстоят друг от друга в соответствии с изображенным сечением на расстояние, равное сторонам равностороннего треугольника, или фиксированы тогда в месте соответствующей конечной точки треугольника.

При этом один струйный насос 7 (из трех) фиксирован в обозначенном на фиг. 2b месте, причем два струйных насоса 7 - аналогично примеру на фиг. 2a - попарно противолежат друг другу в горизонтальном направлении.

Далее из фиг. 2d, 2e, 2f можно видеть определенное положение струйного насоса (насосов) 7 и его фиксацию на обращенной к волновому участку 121 внутренней поверхности рубашки 122, в равной мере встречающееся в разрезах B1-B1 и B2-B2. В соответствии с этим на кругообразной периферии внутренней поверхности рубашки 122 на фиг. 2d установлено четыре распределенных по периферии и равномерно отстоящих друг от друга струйных насоса 7, на фиг. 2e - только один струйный насос 7, а на фиг. 2f - три распределенных по периферии и равномерно отстоящих друг от друга струйных насоса 7. Расположение струйного насоса (насосов) 7 должно осуществляться в соответствии с примерами на фиг. 2a-2c.

После того, как представленные выше выполнения ограничивались (заданным) местом установки струйного насоса (насосов) 7, включающим в себя открытое сечение 6 (двухконтурного) двигателя 5 поперек его продольной оси 13, в двухконтурном двигателе, ниже более подробно описаны монтаж и функционирование струйных насосов 7. Для этого - как видно из фиг. 1 - выбирают два (заданных) участка монтажа струйных насосов, коррелирующих с детальными изображениями (точнее: деталь C1 и деталь C2) в разрезах A1-A1 и B2-B2, изображенных на фиг. 3 и 4. Эти фигуры изображают соответственно один (в окончательном состоянии) установленный струйный насос 7, как они установлены в открытом сечении (в одном случае) вблизи входа в двигатель или (в другом случае) вблизи выхода канала горячих газов двухконтурного двигателя.

Ниже представлены два выполнения струйного насоса 7. На фиг. 3 изображен участок, относящийся к первому выполнению струйного насоса 7, с деталью C1. Согласно этому выполнению струйный насос 7 состоит из выполненной в виде всасывающей трубы всасывающей линии 10. Всасывающая линия 10 представляет собой в самом широком смысле произвольно изогнутую (трубчатую) гнутую деталь, которая на фиг. 3 согнута под прямым углом. Первый отогнутый отрезок трубы гнутой детали проходит (например, в разрезе A1-A1) одним концом через стенку 11 корпуса 12 двигателя или вставлен в корпус 12 двигателя.

При этом отрезок трубы проходит (прочно припасован) через выполненное в корпусе 11 двигателя отверстие 9, причем наружная зона стенки трубы (в сечении отверстия) прочно и герметично соединена со стенкой 11 корпуса 12 двигателя. К этому первому отрезку трубы гнутой детали примыкает (выполненная в виде трубопровода) соединительная линия 4, которую присоединяют с помощью подходящих мер.

Второй оставшийся (не закрепленный) отрезок трубы этой (трубчатой) гнутой детали расположен (в целом) относительно первого отрезка трубы под углом, так что он (на фиг. 3) лежит параллельно направлению потока в проточном канале, причем свободный конец (конечный участок 101) этого отрезка трубы входит в открытое поперечное сечение 6.

В воображаемом продолжении соответствующей второму отрезку трубы оси трубы в месте прохождения стенки всасывающей линии 10 находится выполненное в ней отверстие 14. К этому отверстию 14 прочно и герметично присоединена (так называемая) реактивно-струйная труба 15, которая (консольно) расположена в (открытом) (трубчатом) сечении всасывающей линии 10 и ось которой лежит (точно) на (названной выше) воображаемо продолженной оси трубы второго отрезка трубы. При этом реактивно-струйная труба 15 может быть (например) прочно припасована в упомянутом отверстии 14 таким образом, чтобы наружная зона стенки реактивно-струйной трубы 15 жестко сидела (в сечении отверстия 14) и в то же время была прочно и герметично соединена со стеной всасывающей линии 10. Проходящая в прямом направлении реактивно-струйная труба 15, лежащая параллельно направлению потока через проточный канал, направлена через открытое сечение второго отрезка трубы и входит своим свободным концом в конечный участок 101 всасывающей линии 10.

Целью этого первого выполнения струйного насоса 7 является то, что реализованная в двигателе 5 - вследствие всасывающего действия нагнетателя 17 двигателя - реактивная струя 8 (с по меньшей мере одним частичным количеством реализованного потока реактивной струи) входит через упомянутое выше отверстие 14 в реактивно- струйную трубу 15 и протекает по ее сечению. После этого на выходе (на свободном конце) реактивно-струйной трубы 15 кинетическая энергия выходящей реактивной струи 8 [выходящего (частичного) количества реактивной струи] реализуется таким образом, что во всасывающей линии 10 создается разрежение, вследствие которого возникает всасывающее действие.

Поскольку к первому отрезку трубы гнутой детали (или всасывающей линии 10) - как уже сказано - присоединена соединенная с по меньшей мере одной отсасываемой поверхностью 3 несущей плоскости 111 (крыла) соединительная линия 4, (за счет всасывающего эффекта) в соединительной линии 4 возникнет воздушный поток (отсосанного над несущей плоскостью 111 всасываемого воздуха 81 пограничного слоя). Реактивная струя 8, принудительно направленная через реактивно-струйную трубу 15 и введенная в открытое сечение 6 конечного участка 101 (всасывающей линии 10), втягивает - за счет своей кинетической энергии - всасываемый воздух 81 в открытое сечение 6 конечного участка 101 отсасывающей трубы, который затем течет дальше через открытые зоны внутреннего пространства двигателя и позднее выходит из двигателя 5.

На фиг. 4 участок, касающийся второго выполнения струйного насоса 7, изображен с деталью C2. Отличия этой формы выполнения от описанного выше выполнения струйного насоса заключаются в том, что реактивно-струйная труба 15, на которую было обращено внимание у выполнения струйного насоса 7 на фиг. 3 (деталь C1), полностью отсутствует.

Монтаж всасывающей линии 10 с выполненной углом (трубчатой) гнутой деталью соответствует описанным выше выполнениям. Целью второго выполнения струйного насоса 7 является то, что реактивная струя 9, протекающая за пределами второго отрезка трубы гнутой летали вдоль, а на выходе всасывающей линии 10 мимо, за счет своей кинетической энергии также создает во всасывающей линии 10 разрежение, в результате чего - как описано выше - через соединительную линию 4 (вследствие всасывающего действия) возникает воздушный поток отсосанного над несущей плоскостью 111 (крыла) всасываемого воздуха 81.

Реализованная внутри двигателя реактивная струя 8 различным образом обеспечивает разрежение во всасывающей линии 10 струйных насосов в обоих выполнениях. В то время, как она в первом выполнении струйного насоса 7 (в соответствии с изображенной на фиг. 3 деталью C1) выходит из струйной трубы 15 только в качестве протекающего через ее сечение частичного количества и своей кинетической энергией (на выходном конце струйной трубы 15) во всасывающей линии 10 создает необходимое для отсоса разрежение, протекающий в открытом сечении 6 (или в обводном канале 19 или в канале 19 главного потока) массовый поток реактивной струи 8 во втором выполнении струйного насоса 7 (в соответствии с изображенной на фиг. 3 деталью C2) обтекает второй отрезок трубы гнутой детали и создает таким же образом во всасывающей линии 10 (без встроенной реактивно-струйной трубы 15) необходимое для отсоса разрежение.

Представленные выше выполнения струйного насоса 7 (в соответствии с изображенными деталями C1 и C2) монтируют аналогичным образом внутри канала 19 главного потока в заданных местах (изображенного на фиг. 1 разреза B1-B1 и B2-B2), причем тогда первый отрезок трубы гнутой детали проходит одним концом через стенку рубашки 122 или вставлен в рубашку 122.

К описанию примера выполнения со ссылкой на фиг. 5 следует добавить следующее. Изображенная соединительная линия 4 в случае применения никоим образом не будет проложена над зонами наружной обшивки (аэродинамическими поверхностями) самолета. Можно исходить из того, что монтаж этой соединительной линии 4 будет осуществлен внутри конструкции самолета, для того чтобы во время полета исключить недостатки аэродинамики. Эта линия, проложенная над двигателем 5 и консолью 51 до одной (из обеих) зоны 3 отсоса несущей плоскости 111 (крыла), была выбрана таким образом только для лучшего понимания. Этим затронуто также отверстие 9, выполненное согласно этому изобретению в корпусе 11 двигателя. При прокладке соединительной линии 4 внутри конструкции самолета она будет, вероятно, встроена в корпус 12 двигателя, возможно, на (изображенной на фиг. 3 и 4) стенке 11. К этому следует добавить, что при умелой внутренней прокладке (присоединенной, по меньшей мере, к одному двигателю 5) соединительной линии 4, можно будет достичь всех критических в отношении течения мест самолета. Поэтому следует считать целесообразным соединение этой соединительной линии 4 с ответвлением линии, которое встраивают внутри (ни в коем случае не снаружи) конструкции самолета. В качестве примера было бы возможным позиционирование в корпусе 12 двигателя на упомянутой стенке 11, поскольку при соответствующем числе установленных внутри двигателя струйных насосов 7 присоединенные к ним (дополнительные) соединительные линии 4 целеcooбpaзнo сходятся на этом ответвлении линии с тем, чтобы через соответственно рассчитанную отдельную соединительную линию 4 отсасывать пограничный слой (в предусмотренном, критическом в отношении течения месте). В равной степени сведение дополнительных (не показанных) соединительных линий 4, присоединенных к самым различным (встроенным в наружную обшивку самолета) зонам всасывания можно реализовать на дополнительном, такого же рода ответвлении линии, от которого присоединенная к нему отдельная соединительная линия 4 реализует соединение с находящимся вблизи отдельного двигателя 5 ответвлением линии.

В заключение можно сделать следующий вывод. Согласно представленным выше выполнениям, в соответствии с фактическими требованиями существует возможность оборудования двухконтурного двигателя принципиально струйными насосами 7 в обоих выполнениях. Во-первых, может быть использован струйный насос 7 (так называемый "Inner Driving Jet"), у которого по фиг. 3 реактивная струя 8 направляется через всасывающую линию 10. Особое внимание в этом случае необходимо уделить входу реактивно-струйной трубы 15 с тем, чтобы потери на удар были как можно меньше. Во-вторых, можно поместить непосредственно в воздушный поток двигателя всасывающую линию (или всасывающую трубу) соответствующей формы, которую используют по фиг. 4 в качестве струйного насоса 7 (в качестве так называемого "Outer Driving Jet"). При этом поток воздушных масс действует в двухконтурном двигателе как реактивная струя 8, которая захватывает отсасываемый воздух пограничного слоя из всасывающей линии 10. У этой очень простой конструкции следует обратить внимание на точную аэродинамическую форму трубы, поскольку в сегменте обводного или Core-канала упомянутого двигателя 5 следует среди прочего ожидать сильных воздушных вихрей.

Можно исходить из того, что с помощью установки внутри двигателя струйных насосов 7 в открытом сечении двухконтурного двигателя реализуется экономичный отсос пограничного слоя и достигается эффективный контроль ударного пограничного слоя. Проходящие в любое время в "круизном случае" через двигатель 5 в воздушные массы (в зависимости от типа: в байпасе около 150 кг/с и в Core около 25 кг/с) содержат кинетическую энергию, которую можно выгодно использовать с помощью решения согласно изобретению. При этом не полностью исключаемые потери в потоке в открытом сечении двухконтурного двигателя или низкого КПД струйных насосов 7 компенсируются использованием имеющейся энергии для достижения аэродинамических преимуществ за счет отсоса пограничного слоя. По сравнению с протекающими внутри двигателя массовыми потоками для отсоса пограничного слоя на передней кромке и верхней стороне крыла требуется относительно низкий процент (около 1 кг/с воздуха на двигатель). Далее прокладка трубопроводов для такой системы отсоса сравнительно проста, поскольку следует перекрыть лишь короткие расстояния (например, от отсасывающих камер несущей плоскости 111 до соответствующего двигателя 7). Другое большое преимущество, согласно представленной конфигурации, это исключительное использование конструктивных элементов, которые благодаря отсутствию подвижных деталей практически не требуют обслуживания и являются почти отказобезопасными.

Формула изобретения

1. Устройство для отсоса пограничного слоя и контроля ударного пограничного слоя для самолета с конструкцией (1), наружная обшивка (2) которой имеет в критических в отношении течения воздушного потока местах поверхности (3), с которых для получения ламинарного пограничного слоя отсасывают воздух, протекающий в пограничном слое, по меньшей мере, с одним воздушно-реактивным двигателем (5), закрепленным на конструкции (1) самолета, через соединительную линию соединенным с одной из поверхностей (3), подвергаемых отсосу, отличающееся тем, что в открытом сечении двигателя установлен, по меньшей мере, один струйный насос (7), выполненный с расположенной в открытом сечении (6) двигателя (5) всасывающей линией (10), соединенной с линией (4), и приводимый создаваемой в двигателе (5) реактивной струей (8) воздуха.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что всасывающая линия (10) представляет собой произвольно изогнутую деталь, которая проходит через стенку (11) корпуса (12) двигателя или соединена с, по меньшей мере, одним выполненным в корпусе (12) двигателя отверстием (9), к которому одним концом и снаружи корпуса (12) двигателя или, будучи вставлена в поверхность корпуса (12) двигателя, присоединена соединительная линия (4), концевой участок которой лежит параллельно средней оси (13) двигателя (5) или обращен к ней, а свободный конец которой входит в открытое сечение (6) двигателя (5).

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что всасывающая линия (10) выполнена в виде согнутой под углом трубчатой гнутой детали.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что всасывающая линия (10) снабжена обращенным к направлению течения реактивной струи (8) отверстием (14), к которому присоединена установленная в сечении всасывающей линии (10) реактивно-струйная труба (15), лежащая параллельно направлению течения потока в проточном канале, свободный конец которого направлен в открытое сечение (6) лежащего параллельно средней оси (13) двигателя (5) конечного участка (101) всасывающей линии (10).

5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что реактивно-струйная труба (15) выполнена в виде проходящей в прямом направлении трубы.

6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в открытом сечении (6) двигателя (5) установлено несколько струйных насосов (7), точное место установки которых зависит от конструкции двигателя (5) и наиболее оптимального положения присоединяемой соединительной линии (4), а число задано отсасываемым, в целом, вне наружной обшивки (2) количеством воздуха, которое находится в корреляции с общей эффективной площадью отсоса, состоящей из нескольких поверхностей (3), с которых эффективно отсасывают воздух.

7. Устройство по п. 6, отличающееся тем, что соединительная линия (4) присоединена к ответвлению линии, находящемуся внутри или снаружи корпуса (12) двигателя, от которого ответвляются несколько дополнительных соединительных линий, присоединенных по отдельности к соответствующим струйным насосам (7).

8. Устройство по п.6, отличающееся тем, что струйные насосы (7) установлены в заданном месте установки, которое включает в себя открытое сечение (6) двигателя (5) поперек средней оси (13) двигателя (5), в пределах которого в заданном положении (С1, С2) расположен либо один отдельный струйный насос (7), либо представлено несколько струйных насосов (7), расположенных на расстоянии друг от друга.

9. Устройство по п. 8, отличающееся тем, что удаленные друг от друга струйные насосы (7) расположены попарно или представлены тремя или четырьмя расположенными на расстоянии друг от друга струйными насосами (7).

10. Устройство по п.6, отличающееся тем, что находящийся в воздухозаборнике (16) двигателя перед нагнетателем (17) двигателя и/или находящийся в начале и/или в конце обводного канала (18), направляющего вспомогательный воздушный поток двигателя (5), и/или следующий за нагнетателем (17) двигателя и направляющий внутренний воздушный поток канал (19) главного потока задан в качестве реального места установки перед или после компрессорного узла (20) и/или перед или после турбинного узла (23), встроенных в канал (19) главного потока.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6