Камера подвода воздуха - RU2693345C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к камере подвода воздуха двигателя.

Более конкретно, оно касается определенной формы выполнения камеры подвода воздуха вертолетного двигателя.

Уровень техники

В современных двигателях, в частности, в вертолетных двигателях встречается проблема появления аэродинамических срывов на уровне камеры подвода воздуха двигателя перед входом воздуха двигателя.

На фиг. 1 и на фиг. 2 показана известная камера 11 подвода воздуха, расположенная на уровне входа 2 воздуха двигателя. Вход 2 воздуха двигателя выполнен в корпусе 3 двигателя. На уровне входа 2 воздуха указанного двигателя расположена решетка 4. Чтобы удерживать эту решетку 4 в нужном положении на уровне входа 2 воздуха двигателя, вход 2 воздуха содержит закраины 5, направленные наружу двигателя, на которых располагают решетку 4. С учетом присутствия этих закраин 5 происходят аэродинамические срывы 6 потока, которые уменьшают ширину воздушного потока 7 в камере 11 и приводят к неоднородности потока 7, что влечет за собой аэродинамические потери. Эти аэродинамические потери на уровне входа 2 воздуха являются причиной снижения общих характеристик двигателя.

Чтобы решить эту проблему снижения характеристик двигателя, как известно, используют более мощный двигатель, чтобы компенсировать это снижение характеристик. Такое решение приводит к перерасходу топлива и к увеличению нагрузки для вертолета, а также к повышению почасовой стоимости при его использовании.

Раскрытие сущности изобретения

Задача изобретения состоит в создании камеры подвода воздуха, позволяющей улучшить характеристики двигателя за счет снижения влияния явления аэродинамических срывов.

В частности, изобретением предложена камера подвода воздуха двигателя, расположенная перед входом воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе двигателя, при этом указанная камера подвода воздуха содержит первую боковую стенку и вторую боковую стенку, которые образуют вместе канал, по которому проходит воздушный поток во время работы указанного двигателя, согласно изобретению, каждая боковая стенка имеет уступ, образующий поперечное углубление относительно направления прохождения воздушного потока в камере подвода воздуха таким образом, чтобы аэродинамический срыв формировался в указанном уступе во время использования двигателя.

Согласно дополнительному отличительному признаку, вход воздуха двигателя содержит закраины, которые содержат переднюю кромку и выступают внутрь канала, образованного указанной камерой подвода воздуха, при этом вход воздуха двигателя содержит также защитную решетку, расположенную на закраинах, причем указанные закраины выполнены с возможностью удержания защитной решетки в заданном положении.

Согласно частному отличительному признаку, уступы образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок, при этом первая боковая стенка и вторая боковая стенка содержат острое ребро, и указанные боковые стенки содержат, каждая, две полукасательные на уровне указанных ребер.

Согласно другому дополнительному отличительному признаку, соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком между ребром первой боковой стенки и защитной решеткой и, с другой стороны, радиальным промежутком между передней кромкой закраин и защитной решеткой напротив первой боковой стенки составляет от 0,1 до 10; и соотношение между, с одной стороны, радиальным промежутком между ребром второй боковой стенки и защитной решеткой и, с другой стороны, радиальным промежутком между передней кромкой закраин и защитной решеткой напротив второй боковой стенки составляет от 0,1 до 10.

Согласно еще одному дополнительному отличительному признаку, соотношение площади между, с одной стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной уступами, и, с другой стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной передней кромкой закраин, составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения между, с одной стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной передней кромкой закраин, и, с другой стороны, кольцевой поверхностью, ограниченной входом воздуха двигателя.

Согласно другому отличительному признаку, уступ каждой из боковых стенок образует угол уступа, составляющий от 30 градусов до 180 градусов.

Согласно другому отличительному признаку, углубление, образованное каждым из уступов, имеет угол дна углубления, равный 90 градусов.

Согласно еще одному отличительному признаку, боковые стенки содержат, каждая, только один уступ.

Другим объектом изобретения является двигатель, содержащий камеру подвода воздуха согласно любому из предыдущих отличительных признаков.

Объектом изобретения является также вертолет, содержащий такой двигатель.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.

На фиг. 1 показана известная камера подвода воздуха, вид сверху;

на фиг. 2 показана известная камера подвода воздуха, вид в разрезе по оси АА.

на фиг. 3 показана заявленная камера подвода воздуха, вид сверху;

на фиг. 4 показана камера подвода воздуха согласно первому варианту осуществления, вид в разрезе по оси ВВ;

на фиг. 5 более наглядно показаны пропорции камеры, вид, аналогичный фиг. 4;

на фиг. 6 показана камера подвода воздуха согласно второму варианту осуществления, вид в разрезе.

Осуществление изобретения

На фиг. 3 показана камера 12 подвода воздуха вертолетного двигателя, которая расположена на уровне входа 2 воздуха в указанный вертолетный двигатель.

Как показано на фиг. 4, камера 12 содержит первую боковую стенку 121 и вторую боковую стенку 122, которые образуют вместе канал, направляющий поступающий снаружи воздушный поток 7 к входу воздуха 2 в двигатель.

Каждая из двух боковых стенок 121 и 122 содержит два конца 121а, 121b и 122a, 122b. Первые концы 121а, 122а двух боковых стенок образуют первый конец 12а камеры 12 подвода воздуха, через который воздушный поток 7 поступает в указанную камеру 12 подвода воздуха. Вторые концы 121b и 122b образуют второй конец 12b камеры 12, через который воздушный поток 7 поступает к входу 2 воздуха двигателя.

Двигатель содержит корпус 3, в котором выполнен вход 2 воздуха двигателя. Корпус 3 содержит закраины 5, выступающие внутрь канала, образованного камерой 12 подвода воздуха. Закраины 5 содержат переднюю кромку 50, которая образует конец, выступающий внутрь канала, образованного камерой 12 подвода воздуха. Именно через переднюю кромку 50 закраин 5 воздушный поток 7 подается к входу 2 воздуха.

Закраины 5 корпуса 3 позволяют удерживать в нужном положении защитную решетку 4, расположенную перед входом 2 воздуха двигателя относительно направления воздушного потока 7. Решетка 4 защищает двигатель от попадания посторонних объектов и от образования наледи. Согласно возможному варианту осуществления, вход 2 воздуха может быть не защищен решеткой 4.

Чтобы решетка 4 могла оптимально выполнять свою защитную функцию, между решеткой 4 и стенками 121 и 122 камеры 12 подвода воздуха необходимо выполнить минимальное расстояние. Действительно, например, во время образования слоя наледи на решетке 4, чтобы не мешать воздушному потоку 7, слой наледи не должен входить в контакт со стенками 121 и 122 камеры 12 подвода воздуха.

Чтобы получить минимальное пространство между решеткой 4 и стенками 121 и 122, закраины 5 тоже должны отстоять от боковых стенок 121 и 122. Это расстояние между закраинами 5 и боковыми стенками 121 и 122 неизбежно приводит к появлению аэродинамических срывов 6 между двумя концами 12а и 12b камеры 12 подвода воздуха.

Чтобы уменьшить ухудшение характеристик двигателя по причине появления аэродинамических срывов 6, боковые стенки 121 и 122 содержат, каждая, уступ 8, выполненный между их двумя концами 121а, 121b и 122a, 122b. Каждый из уступов 8 образует углубление в направлении наружу камеры 12 подвода воздуха, при этом указанное углубление является поперечным к направлению прохождения воздушного потока 7 в камере 12 подвода воздуха. Эквивалентно, уступы 8 можно определить как локальные увеличения диаметра камеры 12 подвода воздуха.

Уступы 8 позволяют контролировать появление аэродинамических срывов 6 таким образом, чтобы аэродинамические срывы 6 находились внутри уступов 8. В примере осуществления уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок 121 и 122, при этом боковые стенки 121 и 122 образуют, каждая, острое ребро 80, и стенки 121 и 122 содержат, таким образом, две полукасательные на уровне указанных острых ребер 80.

Предпочтительно, как показано на фиг. 5, уступы 8 каждой из боковых стенок 121 и 122 образуют угол Т уступа, который составляет от 30 градусов до 180 градусов. В частности, угол Т уступа является углом, образованным изменением кривизны боковых стенок 121 и 122. Например, в случае, когда уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны боковых стенок 121 и 122, угол Т является углом между двумя полукасательными на уровне острых ребер 80. Иначе говоря, угол Т уступа является углом, образованным боковыми стенками 121 и 122 в начале углубления, образованного уступом 8, то есть на ближайшем к воздушному входу 2 конце углубления, образованного уступом 8 (на конце, который находится наиболее внутри канала, образованного камерой 12).

Согласно предпочтительному признаку, уступы 8 образованы резким прерыванием кривизны стенок 121 и 122 таким образом, что углубление, образованное уступами 8, имеет угол 81 дна углубления, равный 90 градусов. В частности, угол 81 дна углубления является углом, образованным боковыми стенками 121 и 122 в конце углубления, образованного уступом 8, то есть на наиболее удаленном от входа 2 воздуха конце углубления, образованного уступом 8 (на конце, находящемся наиболее снаружи канала, образованного камерой 12).

Предпочтительно боковые стенки 121 и 122 имеют такую кривизну, при которой не образуется никакого другого аэродинамического срыва 6, кроме как в уступах 8. В частности, боковые стенки 121 и 122 содержат, каждая, только один уступ 8.

Таким образом, изолируя срывы 6 в уступах 8, можно предупредить явление уменьшения ширины воздушного потока 7, что позволяет улучшить общие характеристики двигателя.

Как показано на фиг. 5, вход 2 воздуха двигателя ограничивает кольцевую поверхность S1, которая соответствует площади отверстия, выполненного в корпусе 3 указанного двигателя, то есть π на квадрат диаметра входа 2 воздуха. Передняя кромка 50 закраин 5 ограничивает кольцевую поверхность S2, которая соответствует π на квадрат диаметра круга, образованного, образованного передней кромкой 50 закраин 5. Уступы 8 ограничивают кольцевую поверхность S3, которая соответствует π на квадрат диаметра камеры 12 непосредственно перед увеличением указанного диаметра камеры 12 уступами 8.

Предпочтительно соотношение площади между кольцевой поверхностью S3 и кольцевой поверхностью S2 составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения площади между кольцевой поверхностью S2 и кольцевой поверхностью S1. Таким образом, S3/S2 составляет от 0,1 до 10-кратного соотношения площади S2/S1.

Как показано также на фиг. 5, ребро 80 первой боковой стенки 121 отделено от защитной решетки 4 радиальным промежутком L1. Ребро 80 второй боковой стенки 122 отделено от защитной решетки 4 радиальным промежутком L2. Передняя кромка 50 закраин 5, с одной стороны, отделена от защитной решетки 4 радиальным промежутком Н1 напротив первой боковой стенки 121; и, с другой стороны, отделена от защитной решетки 4 радиальным промежутком Н2 напротив второй боковой стенки 122.

Предпочтительно соотношение радиальных промежутков между радиальным промежутком L1 и радиальным промежутком Н1 составляет от 0,1 до 10, и соотношение радиальных промежутков между радиальным промежутком L2 и радиальным промежутком Н2. Таким образом, соотношения между радиальными промежутками L1/Н1 и L2/Н2 составляют от 0,1 до 10.

Выполнение уступов 8 приводит к увеличению габарита камеры 12 подвода воздуха и, следовательно, массы указанной камеры 12 подвода воздуха. Однако выигрыш в характеристиках двигателя при такой камере 12 подвода воздуха намного компенсирует потери, связанные с увеличением массы. Таким образом, это решение позволяет получить оптимальный компромисс между увеличением массы камеры 12 подвода воздуха и увеличением ширины и однородностью воздушного потока 7.

На фиг. 6 в разрезе по оси разреза, перпендикулярной к оси разреза ВВ предыдущих фиг. 4 и 5, показан второй вариант осуществления камеры 12 подвода воздуха.

Как показано на фиг. 6, в этом втором варианте осуществления уступ 8 первой боковой стенки 121 проходит дальше по направлению против потока, чем уступ 8 второй боковой стенки 122, относительно входа 2 воздуха, в отличие от первого варианта осуществления, в котором уступы 8 выполнены на одном уровне. Таким образом, радиальный промежуток L1 между ребром 80 первой боковой стенки 121 и защитной решеткой 4 больше радиального промежутка L2 между ребром 80 второй боковой стенки 122 и защитной решеткой 4.

Можно предусмотреть также другие варианты осуществления. Например, уступы 8 могут не быть образованы резким прерыванием кривизны стенок 121 и 122. Действительно, уступы 8 могут быть образованы за счет изгиба боковых стенок 121 и 122 таким образом, чтобы боковые стенки 121 и 122 содержали, каждая, закругленный изгиб уступа и чтобы боковые стенки 121 и 122 имели, каждая, единую касательную на уровне колена уступа. В этом варианте угол Т уступа представляет собой угол, образованный изгибом боковых стенок 121 и 122.

Реферат

Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя. Согласно изобретению, каждая боковая стенка (121, 122) имеет уступ (8), образующий поперечное углубление относительно направления прохождения воздушного потока (7) в камере (12) подвода воздуха так, что аэродинамический срыв (6) формируется в указанном уступе (8) во время использования указанного двигателя. Позволяет улучшить характеристики двигателя за счет снижения влияния явления аэродинамических срывов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Формула