Выходное устройство

 

Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость затурбинного обтекателя. Перфорация на поверхности затурбинного обтекателя выполнена с густотой отверстий не менее 1 на см² и проницаемостью в пределах от 0,5 до 2%. Трубопровод подачи воздуха соединен с одной стороны с каналом второго контура, а с другой с внутренней полостью затурбинного обтекателя. Изобретение позволяет снизить уровень инфракрасного излучения двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности, к снижению уровня инфракрасного излучения (ИКИ) турбореактивных двигателей (ТРД) в заднюю полусферу самолета.

Известно выходное устройство ТРД, включающее центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость газотурбинного обтекателя, при этом воздух отбирается от компрессора ТРД (см. патент США №4044555 с приоритетом 30.09.1958, кл. 60-204, F 02 к 3/4). Известно выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД), содержащее, помимо центрального затурбинного обтекателя, корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура (см., например, “Теорию воздушно-реактивных двигателей” под ред. С.М. Шляхтенко, М., Машиностроение, 1975, стр.375).

Известен также ряд технических решений, направленных на снижение уровня ИКИ ТРДД в заднюю полусферу (ЗПС), существо которых сводится к снижению температуры поверхностей, обращенных к выходному соплу (патенты США №3210934, кл.60-265, №3693880, кл. 239-127.3, №3970252, кл. 239-127.3, 3981143, кл.60-264, 4214441, кл. 60-262).

Известное техническое решение, приведенное в патенте США №4044555, решая задачу снижения уровня ИКИ со стороны ЗПС, предусматривает отбор воздуха из-за компрессора, для чего трубопровод подачи охлаждающего воздуха соединен с каналом поступления воздуха из компрессора в камеру сгорания, что ухудшает тяговые характеристики и экономичность двигателя (см., например, “Теория воздушно-реактивных двигателей”./Под ред. С.М.Шляхтенко, М., Машиностроение, 1975, стр.375).

С целью устранения указанного недостатка трубопровод подачи воздуха соединен одним концом с каналом второго контура, а другим с внутренней полостью центрального затурбинного обтекателя. Для повышения эффективности охлаждения центрального затурбинного обтекателя последний снабжен соосно прикрепленной к нему изнутри дополнительной обечайкой. Отбор воздуха из второго контура ТРДД вместо отбора его из-за компрессора, устраняет ухудшение тяговых характеристик и экономичности ТРДД, поскольку, в конечном счете, в ТРДД весь воздух второго контура смешивается с потоком затурбинного газа, а поступление охлаждающего воздуха к отверстиям перфорированного центрального затурбинного обтекателя по кольцевому каналу интенсифицирует охлаждение поверхности центрального затурбинного обтекателя из-за увеличения скорости воздуха вблизи охлаждаемой поверхности. Как известно, коэффициент конвективной теплоотдачи пропорционален скорости течения охладителя в степени 0,8 (см. например, М.А.Михеев “Основы термопередачи”. Государственное энергетическое издательство, М., 1956, стр.90).

Наиболее эффективно охлаждение поверхности центрального затурбинного обтекателя реализуется в том случае, если отверстия перфорации выполнены с густотой не менее 1 на см², а проницаемость выдержана в пределах от 0,5 до 2%.

На чертеже представлен пример реализации предложенного выходного устройства. Выходное устройство содержит корпус 1 и разделяющую потоки первого (затурбинного) и второго (вентиляторного) контуров перегородку 2, между которыми заключен канал второго контура 3. Выходное устройство установлено за турбиной 4 ТРДД и включает центральный затурбинный обтекатель 5, снабженный соосно прикрепленной изнутри к его перфорированной отверстиями поверхности 6 дополнительной обечайкой 7. Поверхность 6 и дополнительная обечайка 7 образуют кольцевой канал 8 для прохода охлаждающего воздуха, поступающего по трубопроводу 9 из канала второго контура 3 во внутреннюю полость центрального затурбинного обтекателя 5. Поступивший из второго контура 3 охлаждающий воздух по кольцевому каналу 8 проходит к отверстиям 10 на поверхности 6 центрального затурбинного обтекателя 5. На поверхности 6 выполнены отверстия 10 с густотой не менее 1 на см², а проницаемость перфорации, т.е. отношение площади всех отверстий 10 к площади поверхности 6 выполнено в пределах от 0,5 до 2%.

При работе ТРДД поверхность 6 обтекателя 5 нагревается от выходящих из турбины 4 газов и через сопловое отверстие 11 ТРДД излучает поток ИКИ в заднюю полусферу, которое регистрируется тепловой головкой самонаведения ракеты и приводит к поражению летательного аппарата (самолета). Уровень ИКИ пропорционален четвертой степени абсолютной температуры излучающей поверхности, поэтому снижение ее в 2 раза обеспечивает снижение уровня ИКИ в 16 раз, что, учитывая ограниченную чувствительность головок самонаведения ракет, позволяет повысить живучесть летательного аппарата при атаке ракетами с тепловыми головками самонаведения.

Формула изобретения

1. Выходное устройство двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) летательного аппарата, содержащее корпус и разделительную перегородку, образующие канал второго контура, центральный затурбинный обтекатель с перфорированной поверхностью и трубопровод подачи воздуха во внутреннюю полость затурбинного обтекателя, отличающееся тем, что перфорация на поверхности затурбинного обтекателя выполнена с густотой отверстий не менее 1 на см² и проницаемостью в пределах от 0,5 до 2%, трубопровод подачи воздуха соединен с одной стороны с каналом второго контура, а с другой с внутренней полостью затурбинного обтекателя.

2. Выходное устройство ТРДД летательного аппарата по п.1, отличающееся тем, что затурбинный обтекатель снабжен соосно прикрепленной к нему изнутри дополнительной обечайкой.

РИСУНКИ