Устройство для защиты турбореактивного двигателя самолета от попадания посторонних предметов

 

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАЩИТЫ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА ОТ ПОПАДАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ , содержащее защитную поворотную панель, состоящую из каркасной части, образованной продольными и параллельными оси опорного шарнира поперечными ребрами, несущими защитную решетку, отличающееся тем, что, с целью улучшения характеристик на взлетном режиме при обеспечении эффективной защиты с пониженным гидравлическим сопротивлением потоку засасываемого воздуха и уменьшения веса, защитная решетка выполнена в виде образованных в монолитном теле панели окон, при этом параллельные оси опорного шарнира поперечные грани этих окон и поперечные ребра установлены под углом 25 - 35^o к продольной оси входного канала.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что за каждым из поперечных ребер выполнена параллельная ему перемычка, образованная внутренней стяжкой и охватывающими ее распорными трубками, установленными между продольными ребрами под расположенными на их наружных кромках полками.

3. Устройство по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что каждое из поперечных ребер имеет высоту, равную 0,12 - 0,06 расстояния между продольными ребрами. Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции устройств для защиты турбореактивных двигателей самолета от попадания посторонних предметов. Известна конструкция устройства для защиты двигателя силовой установки самолета, содержащая створки подпитки входного канала, ограниченного панелями и поворотную решетку с защитной сеткой, соединенную с приводом при помощи рычага, а с одной из панелей посредством шарнира, расположенного за выполненной в этой панели нишей под указанную решетку. Недостатком этого воздухозаборника является возможность попадания посторонних предметов в двигатель через створки подпитки. Известно также устройство для защиты турбореактивного двигателя самолета, включающее воздухозаборник силовой установки самолета, содержащий створки подпитки входного канала, ограниченного панелями, и поворотную решетку с защитной сеткой, соединенную с приводом при помощи рычага, а с одной из панелей посредством шарнира, расположенного за выполненной в этой панели нишей под поворотную решетку. Недостатком этой конструкции является малая жесткость проволочной сетки, теряющей во время эксплуатации свою плоскостную форму, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик воздухозаборника, особенно при взлетном режиме. Увеличение жесткости проволочной сетки возможно только путем увеличения диаметра проволоки, что приводит к уменьшению коэффициента перфорации сетки и увеличению ее веса. Целью изобретения является улучшение характеристик на взлетном режиме при защите двигателя от попадания посторонних предметов и уменьшение веса конструкции. Указанная цель достигается тем, что защитная поворотная панель изготовлена в виде каркаса, образованного продольными и параллельными оси опорного шарнира поперечными ребрами, несущими защитную решетку, выполненную в виде образованных в монолитном теле панели окон, при этом параллельные оси опорного шарнира, поперечные грани этих окон и поперечные ребра установлены под углом 25 -35^о к продольной оси входного канала. За каждым из поперечных ребер выполнена параллельная ему перемычка, образованная внутренней стяжкой и охватывающими ее распорными трубками, установленными между продольными ребрами под расположенными на их наружных кромках полками, причем сами поперечные ребра имеют высоту, равную 0,12-0,06 расстояния между продольными ребрами. На фиг. 1 изображен продольный разрез воздухозаборника с поворотной панелью в положении "взлета" и "посадки"; на фиг. 2 выноска конструкции решетки; на фиг. 3 боковой вид фиг. 2; на фиг. 4 кривые зависимости расхода воздуха от разрежения в канале для решеток с различными углами наклона поперечных граней окон решетки к оси входного канала. Кривые получены путем стендовых продувок. На фиг. 5 дана зависимость проходного сечения решетки от угла наклона поперечных граней окон решетки к оси входного канала. На фиг. 6 дан график зависимости расхода воздуха через защитную решетку от угла наклона поперечных граней окон решетки к оси входного канала. Воздухозаборник 1 прямоугольной формы включает в себя регулирующее устройство 2, состоящее из передней и задней регулируемых панелей, кинематически связанных между собой. В районе задней регулируемой панели, примерно на расстоянии 1/3 от ее передней кромки, располагается приводное устройство (на чертеже не показано) для их перекладки. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов включат в себя защитную поворотную панель 3, имеющую каркасную часть, образованную продольными ребрами 4 и поперечными ребрами 5. Со стороны двигателя на каркасной части размещена защитная решетка 6, выполненная в виде окон 7 с поперечными гранями 8. Поперечные грани окон и поперечные ребра каркаса имеют наклон 25-35^о к продольной оси входного канала. Для придания необходимой жесткости защитной поворотной панели продольные ребра стянуты стяжками 9, а для фиксации продольных ребер на стяжках между ребрами поставлены распорные трубки 10. На заднем, по потоку, конце защитной поворотной панели расположен опорный шарнир 11 с качалками под гидроцилиндр 12 управления защитной поворотной панелью. Для размещения защитной поворотной панели во время полета, когда отпадает необходимость защиты двигателя от попадания посторонних предметов, в воздухозаборнике изнутри предусмотрена ниша 13. Для фиксации убранного положения защитной поворотной панели в нише установлен замок 14. Перед взлетом, до начала работы двигателя защитная поворотная панель 3 перекрывает проходное сечение воздухозаборника 1. После отрыва самолета от земли усилием гидроцилиндра 12 защитная поворотная панель 3 укладывается в нишу 13 и запирается замком 14. Прохождение воздуха через защитную решетку 6 благодаря расположению поперечных граней 8 окон 7 под углом 25-35^о к оси воздушного канала происходит с наименьшими потерями. Влияние поперечных ребер 5 на гидравлическое сопротивление сведено к минимуму за счет того, что поперечные ребра установлены под тем же углом (25-35^о), что и поперечные грани, а высота их выбрана минимальной, но достаточной из условия обеспечения прочности конструкции. Как показали расчеты прочности и натурные продувки образцов защитной решетки (см. фиг. 4), указанный угол наклона поперечных граней окон и поперечных ребер является наивыгоднейшим и отклонение его в сторону увеличения приводит к искривлению потока, что создает увеличение лобового сопротивления защитной решетки 6 и поперечных ребер 5 воздушному потоку, а уменьшение угла сокращает проходное сечение защитной решетки. В результате чего, как в том, так и в другом случаях уменьшается расход воздуха, проходящего через защитную решетку. Высота поперечных ребер равна 0,12-0,06 расстояния между продольными ребрами, определена расчетом прочности и подтверждена вышеуказанными продувками натурных образцов. Увеличение высоты поперечных ребер от указанного диапазона 0,12-0,06 расстояния между продольными ребрами приводит к завихрениям вокруг поперечных ребер и уменьшает расход воздуха через защитную решетку, а уменьшенные высоты поперечных ребер в силу недостаточной прочности конструкции может привести к разрушению как самих ребер, так и защитной решетки. Изображенные на фиг. 4 кривые зависимости расхода воздуха показывают, что независимо от величины разрежения в канале, решетка с углом наклона поперечных граней 25-35^о (продувке подвергался образец с средним углом наклона 30^о) обеспечивает наибольший расход воздуха по сравнению с образцами решеток, имеющих больший наклон поперечных граней (кривая с углом наклона поперечных граней 60^о) и с наименьшим углом наклона поперечных граней (кривая с горизонтально расположенными гранями 0^о). Приведенная на фиг. 6 кривая зависимости расхода воздуха от угла наклона поперечных граней окон защитной решетки при некотором разрежении (в данном случае при разрежении -0,3 кг/см²) продувка, при котором соответствует рабочему режиму двигателя при взлете. На этой кривой четко определена наивыгоднейшая зона углов наклона поперечных граней окон решетки 25-35^о. Кроме того, изображенная на фиг. 5 кривая зависимости площади окон защитной решетки показывает, что увеличение угла наклона поперечных граней окон свыше 35^о незначительно увеличивает проходное сечение окон решетки, но приводит к резкому искривлению воздушного потока при прохождении его через окна защитной решетки (см. фиг. 2), что уменьшает расход воздуха, уменьшение угла наклона поперечных граней ниже 25^о приводит к уменьшению проходного сечения защитной решетки. При подходе к земле в режиме "посадки" управляющим усилием гидроцилиндра 12 защитная поворотная панель 3 перекрывает поперечное сечение воздухозаборника 1, защищая двигатель от попадания посторонних предметов.

Формула изобретения

1. УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАЩИТЫ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА ОТ ПОПАДАНИЯ ПОСТОРОННИХ ПРЕДМЕТОВ, содержащее защитную поворотную панель, состоящую из каркасной части, образованной продольными и параллельными оси опорного шарнира поперечными ребрами, несущими защитную решетку, отличающееся тем, что, с целью улучшения характеристик на взлетном режиме при обеспечении эффективной защиты с пониженным гидравлическим сопротивлением потоку засасываемого воздуха и уменьшения веса, защитная решетка выполнена в виде образованных в монолитном теле панели окон, при этом параллельные оси опорного шарнира поперечные грани этих окон и поперечные ребра установлены под углом 25 - 35^o к продольной оси входного канала. 2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что за каждым из поперечных ребер выполнена параллельная ему перемычка, образованная внутренней стяжкой и охватывающими ее распорными трубками, установленными между продольными ребрами под расположенными на их наружных кромках полками. 3. Устройство по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что каждое из поперечных ребер имеет высоту, равную 0,12 - 0,06 расстояния между продольными ребрами.

РИСУНКИ

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