Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ДВИЖИТЕЛЬ САМОЛЕТА
ДВИЖИТЕЛЬ САМОЛЕТА

ДВИЖИТЕЛЬ САМОЛЕТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: для совершенствования самолетов с турбореактивными двигателями, расположенными в крыле. Сущность изобретения: двигатели установлены в крыле самолета турбиной вперед, по полету, а компрессором назад, против полета, снабжены дополнительными щелевыми воздухозаборниками, выполненными в задней части крыла снизу вдоль задней кромки и щелевыми выходными соплами, выполненными вдоль передней кромки крыла сверху. Этим обеспечивается повышение аэродинамических характеристик крыла и экономичности самолета. 2 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2094326
Класс(ы) патента: B64D27/00
Номер заявки: 96104169/11
Дата подачи заявки: 01.03.1996
Дата публикации: 27.10.1997
Заявитель(и): Дученко Александр Лазаревич
Автор(ы): Дученко Александр Лазаревич
Патентообладатель(и): Дученко Александр Лазаревич
Описание изобретения: Изобретение относится к самолетостроению и касается устройства движителя самолета и расположения двигателя.
В качестве прототипа принят самолет "Виктор" (журнал "Крылья Родины", N 4, 1994, с. 9). Характерной особенностью его является размещение турбореактивных двигателей в крыле, чем обеспечено высокое его качество. К недостаткам этого самолета следует отнести низкий КПД движителя. Выброс отработавших газов из круглых сопел в сторону противоположную направлению полета на многие десятки метров, обладающих высокой кинетической энергией, не обеспечивает высокого КПД движителя и создает высокую шумность. Как утверждают источники информации (энциклопедия "Авиация", ЦАГИ, 1994, с. 291), половина энергии топлива теряется бесполезно).
В качестве аналога принята схема устройства для управления пограничным слоем крыла сдувом (энциклопедия "Авиация", ЦАГИ, 1994, с. 673). Работа этого устройства аналогична работе системы смазки между двумя трущимися поверхностями. Она облегчает перемещение крыла в потоке и предотвращает ранний срыв потока.
Задача изобретения состоит в создании движителя самолета на основе известной силовой установки, содержащей турбореактивные двигатели, расположенные в крыле.
Технический результат, ожидаемый от реализации изобретения, заключается в повышении КПД и снижении уровня шума двигателя.
Движитель выполнен в виде щелевого сопла вдоль задней кромки выполнен щелевой воздухозаборник, а двигатель установлен вперед, в направлении полета, компрессором в противоположную сторону, с подачей всего газового потока в переднюю часть крыла.
При этом для самолета, имеющего двигатель в фюзеляже, воздухозаборник может быть выполнен в виде неполной кольцевой щели вокруг верхней кормовой части фюзеляжа.
На фиг. 1 изображен участок крыла в плане (размещение двигателя, двигателя, системы газораспределения; на фиг. 2 сечение по А-А фиг. 1.
Щелевой воздухозаборник 1 выполнен на задней части крыла, вдоль кромки, на нижней его стороне. Гидравлически он соединен с полостью 2 задней части крыла. Задняя часть крыла 2 представляет собой герметическую емкость большого объема, гидравлически соединенную через окна 3 заднего шпангоута 4 со входом в компрессор двигателя 5. Двигатель 5 закреплен на усиленных нервюрах с направлением выхода газов в сторону полета. Выход из двигателя соединен с переходником 6, сечение которого возрастает по ходу движения газов. Переходник 6 газопроводами 7 соединен через окно 8 переднего лонжерона 9 с передней частью 10 крыла, внутренняя полость которой герметична и имеет выход в сопло 11. Силовыми элементами щелевого сопла 11 являются нервюры крыла. Внутренняя полость передней части 10 крыла покрыта теплозащитой. Переходник 6, газопроводы 7 выполнены из жаропрочного материала и покрыты теплоизоляцией. В переходнике 6, в месте соединения с двигателем шарнирно установлен клапан 12.
Движитель, т. е. щелевое сопло 11 выполнено в части крыла, имеющей наибольшее утолщение, наибольшую длину хорды профиля из соображений удобства установки двигателя и воздействия газового потока на наибольшую площадь крыла. Для устойчивого обдува газовым потоком крыла, дальнобойность газовой струи должна перекрывать длину хорды профиля крыла. Это достигается подбором соотношения площадей сечения на выходе из двигателя и поперечного сечения щелевого сопла. Передние части обеих консолей крыла самолета гидравлически соединены между собой на случай отказа двигателя (или группу двигателей) на одной из консолей парирования разворачивающего момента. Аэродинамические гребни 13 стабилизируют газовый поток, защищая его от бокового воздействия.
Работа двигателя происходит таким образом.
Воздух поступает в заднюю часть 2 крыла через щелевой воздухозаборник 1, проходное сечение которого больше выходного сечения двигателя. Воздухозаборник выполненный на нижней стороне крыла обеспечивает наилучший прием воздуха, при этом еще и поджатого крылом, эффективность его работы возрастает с увеличением угла атаки и скорости полета, чего не обеспечивают другие типы воздухозаборника. Задняя часть 2 крыла обладает большим объемом и в ней создается повышенное давление воздуха, что улучшает работу компрессора и способствует повышению КПД двигателя. Газовый поток от двигателя 5, открывает клапан 12 и направляется в переходник 6, из которого распределяется газопроводами 7 через окна 8, переднего лонжерона 9 по длине передней части 10 крыла и извлекает из сопла 11, создавая тягу движителя и повышая подъемную силу крыла. Обратный клапан 12 закрывает газовый тракт двигателя в случае его остановки.
Итак, весь газовый поток двигателя отдает энергию в щелевое сопло 11, которое преобразует ее в тягу потребную для полета. Увеличение скорости потока над крылом снижает давление и увеличивает подъемную силу крыла, а наличие переходника 6, разделение газового потока газоводами 7, снижение скорости истечения газов из щелевого сопла 7 обеспечивает снижение шумности движителя.
Реализация предложенного устройства для промышленного производства затруднений не представляет, но обеспечивает наилучшее использование энергии двигателя для получения полезной работы.
Формула изобретения: Движитель самолета, включающий турбореактивный двигатель, установленный в крыле и содержащий воздухозаборник, турбокомпрессор и выходное сопло, отличающийся тем, что он снабжен дополнительным щелевым воздухозаборником, выполненным в задней части крыла снизу вдоль задней кромки, и щелевым выходным соплом, выполненным вдоль передней кромки крыла сверху, при этом двигатель установлен в крыле турбиной вперед по полету, а компрессором назад против полета с подачей газового потока к щелевому соплу, выполненному вдоль передней кромки крыла.