Entradas de ar: significado, requisitos e tipos. Fórmula do modelo de utilidade

Detentores da patente RU 2433073:

A invenção refere-se ao campo da aviação, mais especificamente a uma nacela para motor turbojato. A nacela contém uma entrada de ar configurada para direcionar o fluxo de ar em direção ao ventilador do motor turbojato, e um elemento estrutural intermediário (5) contendo um invólucro (9) que cobre o referido ventilador e ao qual está conectada a entrada de ar. Numa parte da referida entrada de ar existe um meio de absorção de som (13) que se estende inextricavelmente em torno do invólucro, e existe um intervalo (14) entre o meio de absorção de som e o invólucro. O resultado técnico é reduzir o grau de vibração da nacela. 10 salário voar, 9 doentes.

A invenção refere-se a uma nacela para motor turbojato, contendo uma entrada de ar configurada para direcionar um fluxo de ar em direção a um ventilador de um motor turbojato, e um elemento estrutural intermediário contendo um invólucro que envolve o referido ventilador, ao qual a entrada de ar está conectada, em que a superfície interna da referida entrada de ar está, pelo menos parcialmente, equipada com meios de absorção de som que se estendem continuamente ao longo de pelo menos parte do invólucro.

O empuxo da aeronave é fornecido por um ou mais motores, que incluem um motor turbojato alojado em uma nacela em forma de tubo. Cada usina é fixada à aeronave por meio de um poste, geralmente localizado sob a asa ou na fuselagem.

O projeto da nacela tradicionalmente inclui uma entrada de ar localizada na frente do motor, uma seção intermediária que envolve o ventilador do motor turbojato e uma seção traseira que abriga os meios de reversão de empuxo e encerra a câmara de combustão do motor turbojato. Na parte traseira da nacela geralmente há um bocal de saída, cuja saída está localizada atrás do motor turbojato.

A entrada de ar compreende, em primeiro lugar, um lábio configurado para fornecer sucção ideal para o motor turbojato do ar necessário para a operação do ventilador e dos compressores internos e, em segundo lugar, um membro estrutural traseiro no qual o lábio é montado e que garante a direção adequada do ar. em direção às pás do ventilador. Todo este conjunto está localizado na frente da carcaça do ventilador, que é parte integrante da seção frontal da nacela.

A Patente US No. 3.890.060 descreve uma nacela equipada com meios de absorção de som que se estendem continuamente desde a estrutura traseira de entrada de ar até a área atrás da nacela.

A Patente US No. 4.534.167 divulga um sistema para fixar a entrada de ar ao invólucro do elemento estrutural central para assegurar a continuidade dos meios de absorção sonora.

No entanto, foi observado que no caso de instalação de meios de absorção de som que se estendem desde a estrutura de entrada de ar traseira até à carcaça, o conjunto assim obtido torna-se estaticamente indeterminado na área entre a flange de montagem dos meios de absorção de som da entrada de ar traseira estrutura e o flange de montagem da carcaça.

O objetivo da presente invenção é superar as desvantagens acima mencionadas, fornecendo uma nacela para um motor turbojato, compreendendo uma entrada de ar para direcionar o fluxo de ar em direção a um ventilador do motor turbojato, e um elemento estrutural intermediário compreendendo um invólucro que envolve o referido ventilador e ao qual está ligada uma entrada de ar, cuja superfície interna é pelo menos parcialmente dotada de meios de absorção sonora que se estendem continuamente ao longo de pelo menos parte do invólucro, sendo a referida nacela caracterizada por existir um certo intervalo entre o som -meios absorventes e o invólucro.

Se existir uma certa folga entre o invólucro e os meios de absorção sonora, a ligação directa entre os referidos meios de absorção sonora e o invólucro deixa de existir, reduzindo assim o grau de indeterminação estática.

No entanto, durante as condições de voo, a parte dos meios de absorção de som localizada na área do invólucro pode estar sujeita a vibrações mais ou menos significativas dependendo do comprimento da secção do meio de absorção de som que se projeta para além do invólucro, e estas vibrações serão transmitidas a toda a nacela e, em particular, aos restantes meios de absorção sonora, pelo que ocorrerão deformações mais ou menos significativas, o que, por sua vez, conduzirá a perturbações aerodinâmicas e acústicas causada por uma quebra na continuidade das linhas de fluxo em torno dos meios de absorção sonora. As melhorias a seguir ajudam a resolver esses problemas adicionais.

É vantajoso que os meios de absorção sonora sejam dotados de pelo menos um meio de reforço da estrutura.

De preferência, os meios de reforço estrutural compreendem um invólucro ligado ou integrante dos meios de absorção de som.

Também é preferível que a espessura da carcaça na área da caixa diminua na direção do ventilador. Esta forma inclinada da carcaça permite obter uma estrutura cónica na zona do invólucro, sendo esta forma repetida de forma complementar no próprio invólucro, o que permite uma direcção de transferência de forças que se aproxima do alinhamento com o resto do invólucro. invólucro.

É vantajoso que os meios de absorção de som sejam conectados na área do invólucro a pelo menos um meio de amortecimento de vibrações.

De preferência, os meios de amortecimento compreendem meios de batente montados no invólucro para evitar a proximidade dos meios de absorção de som.

É vantajoso que os meios de amortecimento compreendam pelo menos um elemento elástico adjacente aos meios de absorção sonora. Um tal elemento pode ser, por exemplo, uma placa elástica suportada num lado pelos meios de absorção sonora e no outro lado pelo invólucro. Além disso, uma mola pode ser usada como tal elemento.

De preferência, os meios de amortecimento são configurados para contactar os meios de absorção de som por meio de pelo menos um batente flexível.

Além disso, a extremidade traseira dos meios de absorção de som pode ser configurada para cooperar com pelo menos um meio de retenção complementar rigidamente conectado ao invólucro.

É vantajoso que os meios de retenção de formato complementar compreendam pelo menos um pino configurado para engatar num encaixe correspondente fixado ou fornecido na extremidade traseira dos meios de absorção de som.

É também vantajoso que o invólucro seja dotado de pelo menos uma flange que fornece suporte para os meios de absorção de som na área da sua extremidade traseira.

A Fig. 1 mostra esquematicamente a estrutura geral de uma nacela de motor turbojato de acordo com a invenção;

As FIGS. 2 a 9 mostram vistas parciais da conexão entre a entrada de ar e o revestimento da nacela mostrada na FIG. 1.

A nacele proposta 1, mostrada na Figura 1, é uma cavidade em formato de tubo projetada para acomodar o motor turbojato 2 e serve para direcionar o fluxo de ar gerado pelo motor, formando as linhas de fluxo internas e externas necessárias para obter características ótimas de desempenho. Além disso, a nacela abriga diversos componentes necessários ao funcionamento do motor turbojato 2, bem como diversos sistemas auxiliares, em especial o reversor de empuxo.

Em particular, a nacela 1 tem uma seção frontal formando uma entrada de ar 4, uma seção intermediária 5 envolvendo o ventilador 6 do motor turbojato 2 e uma seção traseira 7 que envolve o motor turbojato 2 e na qual um sistema reversor de empuxo (não mostrado) é colocado.

A entrada de ar 4 é dividida em duas partes, uma das quais, a borda de entrada de ar 4a, garante a sucção ideal para o motor turbojato 2 do ar necessário ao funcionamento do ventilador 6 e dos compressores internos, e a segunda, a parte traseira estrutural o elemento 4b, ao qual está conectada a borda 4a, garante o direcionamento correto do ar em direção às pás 8 do ventilador 6. Todo esse conjunto está localizado na frente da caixa 9 do ventilador 6, que é parte integrante da seção intermediária 5 da nacela 1, e é fixada por meio de flanges de montagem 10, 11, rigidamente conectados, respectivamente, ao elemento estrutural traseiro 4b e ao invólucro 9, formando a junta 12.

O elemento estrutural traseiro 4b é fornecido no lado interno com meios de absorção de som 13, os quais, no lado interno do invólucro 9, se estendem pelo menos parcialmente além da junta 12.

O desenho do invólucro 9 prevê a presença de uma certa folga 14 entre o invólucro e o meio de absorção de som 13, enquanto na área da extremidade 15 do meio de absorção de som, que está em contato com o invólucro 9 mesmo em frente da pá 8, é assegurada a continuidade da linha de fluxo em torno do volume interno da nacela 1.

As Figuras 2 e 3 mostram uma concretização melhorada da concepção considerada, segundo a qual os meios de absorção sonora contêm meios de reforço da estrutura. O facto é que durante o voo, parte dos meios de absorção sonora 13, passando na zona do invólucro 9, fica exposta a vibrações mais ou menos significativas, que, por sua vez, criam perturbações aerodinâmicas e acústicas. Como pode ser visto na Fig. 2, o meio de absorção de som 13 é dotado de um invólucro 16 fixado a ele ou formado integralmente com ele. De acordo com a forma de realização preferida mostrada na Figura 3, na parte do meio de absorção sonora 13 que se estende no interior do invólucro 9, a espessura deste invólucro 16 diminui em direcção ao ventilador 6, resultando numa forma cónica. Por conseguinte, o invólucro 9 é concebido para seguir esta forma, de modo que a porção frontal do invólucro tenha uma direcção de transferência de força que esteja próxima de estar alinhada com o resto do invólucro.

De acordo com outra forma de realização, ou em adição à já discutida, o invólucro 9 é fornecido com pelo menos um meio para amortecer as vibrações dos meios de absorção de som 13. As figuras 4 a 7 mostram várias formas de realização.

Como mostrado na figura 4, o invólucro 9 está equipado com um meio de batente 18 conectado ao invólucro especificado por meio de elementos de travamento 19. O meio de batente especificado 18 tem uma cabeça 20 que passa através do invólucro 9 e termina com um batente flexível 21 em contato com os meios de absorção de som 13.

Como mostrado na Figura 5, o invólucro 9 é fornecido com um meio de absorção de vibração 22 que está em contato rígido com o meio de absorção de som 13 por meio de um batente pontual 23. Este meio de absorção de vibração 22 pode ser ajustado para uma pressão desejada. O batente pontual 23 pode ser flexibilizado se necessário.

Tal como mostrado na Figura 6, o invólucro 9 é dotado de uma placa elástica 24 montada na fenda 14 e suportada tanto pelo invólucro 9 como pelos meios de absorção de som 13, cujas vibrações absorve.

A Figura 7 mostra uma modalidade em que uma mola 26 é utilizada em vez de uma placa elástica 24.

É óbvio que a rigidez da mola 26 e da placa elástica 24 deve ser concebida de modo a assegurar a absorção de vibrações.

De acordo com outra opção ou além daquelas já discutidas, o invólucro 9 está equipado com pelo menos um meio de retenção, dois exemplos dos quais são ilustrados nas FIGS. 8 e 9.

Como mostrado na Fig. 8, o invólucro 9 é fornecido com um pino 27 configurado para interagir com um encaixe complementar 28 no meio de absorção de som 13. Este encaixe 28 pode ser fixado ao meio de absorção de som 13 ou integrado com isto.

A Figura 9 mostra que o invólucro 9 é dotado de um rebordo total ou parcial 29, que está preferencialmente localizado na superfície interna do invólucro 9 na área de conexão com o meio de absorção de som 13, adjacente ao ventilador 6, e o referido rebordo está configurado para suportar os meios de absorção de som especificados. Se necessário, este projeto pode ser fornecido com um chanfro para alinhamento.

Embora a invenção tenha sido descrita acima em relação a modalidades específicas, é óbvio que ela não está de forma alguma limitada a estas modalidades e abrange uma ampla variedade de equivalentes técnicos dos meios aqui discutidos, bem como várias combinações dos mesmos, desde que eles não exceda o escopo da invenção.

1. Uma nacela (1) para motor turbojato (2), contendo uma entrada de ar (4) que garante o direcionamento do fluxo de ar em direção ao ventilador (6) do motor turbojato, e um elemento estrutural intermediário (5) contendo um invólucro (9) que cobre o ventilador especificado e ao qual a entrada de ar está conectada, em que em pelo menos parte da superfície periférica interna da referida entrada de ar existe um meio de absorção de som (13) que se estende inextricavelmente ao longo de pelo menos parte do invólucro, caracterizado por existir um vão (14) entre os meios de absorção sonora e o invólucro).

2. Gôndola (1) de acordo com a reivindicação 1, caracterizada por o meio de absorção sonora (13) conter pelo menos um meio (16) de reforço da estrutura.

3. Nacela (1) de acordo com a reivindicação 2, caracterizada por o meio de reforço estrutural compreender um invólucro (16) ligado ao meio de absorção sonora (13) ou feito com os meios de absorção sonora como uma unidade única.

4. Nacela (1) de acordo com a reivindicação 3, caracterizada por a espessura da carcaça (16) na área do invólucro (9) diminuir na direção do ventilador (6).

5. Nacela (1) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 4, caracterizada pelo fato de que o meio de absorção de som (13) na área do invólucro (9) está conectado a pelo menos um meio de amortecimento de vibração (18, 22, 24, 26).

A invenção refere-se à tecnologia da aviação, nomeadamente às entradas de ar. A entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice inclui um canal anular (1), um separador de fluxo (5), um canal de saída (6) para ar purificado, um canal de saída (7) para ejeção de partículas e objetos estranhos e um dispositivo de proteção contra poeira. O dispositivo de proteção contra poeira é instalado na curva do canal, em sua parede interna (3), e é constituído por uma aba anular. As abas (4) na posição fechada ficam sobrepostas umas às outras e repetem o formato da parede interna do canal em sua localização, e na posição aberta as abas formam uma estrutura em forma de leque instalada em ângulo com a parede interna do canal ao longo do fluxo, e o ângulo de instalação das abas não é superior a 70° para alterar a forma do perfil do canal anular e direcionar partículas e objetos para o canal de ejeção. A invenção aumenta a eficiência da entrada de ar em relação à função de proteção do motor da aeronave contra a entrada de partículas e objetos estranhos em seu duto. 5 doentes.

Desenhos para patente RF 2305054

A invenção refere-se à tecnologia da aviação, nomeadamente às entradas de ar que fornecem ar a um motor turboélice, principalmente em companhias aéreas locais que operam tanto em aeródromos com pavimento de betão como em aeródromos não pavimentados.

Nessas aeronaves, em condições de solo, como partida e teste de motores parados, taxiamento no aeródromo, corrida de decolagem, corrida após pouso, sem tomar medidas de proteção especiais, partículas de poeira de vários tamanhos, pequenas pedras ou pedaços de concreto podem entrar no motores através da entrada de ar, voando sob a roda dianteira. Além disso, ao dar partida no motor, pequenos parafusos de montagem, porcas, arruelas, fios de segurança, etc., deixados durante os trabalhos de terra próximos à entrada da entrada de ar ou diretamente nela, podem entrar nele.

O uso de dispositivos de proteção contra poeira em usinas de aeronaves, semelhantes aos instalados em helicópteros, é impraticável devido às velocidades de vôo significativamente maiores das aeronaves e, como resultado, grandes perdas de pressão total do ar no canal do dispositivo de proteção contra poeira.

O projeto da entrada de ar da Rolls-Royce (Inglaterra) é conhecido em relação a uma aeronave com motores turboélice RB-550, prospecto Rolls-Royce para o motor RB-550, 1986, pp.

Neste projeto, o canal de fornecimento de ar da aeronave para o motor é semelhante em projeto ao dispositivo de proteção contra poeira em forma de motor de helicóptero em relação à bifurcação do fluxo em seu canal no fluxo de ar purificado fornecido ao compressor do motor e o fluxo sugado com partículas e objetos estranhos.

A desvantagem desta solução técnica é que na área que vai da seção de entrada ao separador de fluxo o canal praticamente não é dobrado e não cria no fluxo as forças centrífugas necessárias para a separação de partículas pequenas e médias.

Sabe-se que partículas grandes e objetos estranhos entram na entrada do canal de entrada de ar em um determinado ângulo em relação ao seu eixo e podem ser separados apenas como resultado de rebotes direcionados no fluxo sugado. No entanto, a organização de rebotes de partículas direcionadas na entrada de ar em decorrência de seu impacto nas paredes de seu canal, bem como em quaisquer obstáculos nele existentes, não é prevista pela Rolls-Royce.

O objetivo técnico da solução técnica proposta é aumentar a eficiência da entrada de ar em relação à função de proteção do motor da aeronave contra a entrada de partículas e objetos estranhos em seu duto.

O resultado técnico é alcançado na inventiva entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice, feita na forma de canal anular, separador de fluxo, canal de saída de ar purificado, canal de saída para emissão de partículas e objetos estranhos, um dispositivo de proteção contra poeira, em que o dispositivo de proteção contra poeira é instalado no ponto de inflexão do canal, em sua parede interna, e é feito como uma aba anular, em que as abas na posição fechada estão localizadas sobrepostas umas às outras e repetem a forma de a parede interna do canal em sua localização, e na posição aberta as abas formam uma estrutura em forma de leque instalada em ângulo com a parede interna do canal ao longo do fluxo, e o ângulo de instalação das abas não é superior a 70° para alterar a forma do perfil do canal anular e direcionar partículas e objetos para o canal de ejeção.

A presença de um dispositivo de proteção contra poeira no canal de entrada de ar, constituído por uma aba anular, garante, quando suas abas estão em funcionamento em leque, a separação efetiva de partículas e objetos estranhos devido à criação de um fluxo de fluxo curvilíneo no mesmo e Além disso, as pás formam obstáculos, após o impacto, com os quais grandes partículas e objetos estranhos ricocheteiam na corrente de sucção e são removidos.

A Figura 1 mostra esquematicamente a aparência da entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice e o dispositivo de aba anelar à prova de poeira localizado na entrada de ar.

A Figura 2 mostra esquematicamente a posição das abas do dispositivo de proteção contra poeira na seção de perfil do canal anular da entrada de ar quando dobradas e sobrepostas umas às outras.

A Figura 3 mostra esquematicamente a posição das abas do dispositivo de proteção contra poeira na seção perfilada do canal anular da entrada de ar, instalada em ângulo com sua parede interna ao longo do fluxo.

A Figura 4 mostra esquematicamente o aspecto das abas dobradas, sobrepondo-se umas às outras na parede interna do canal anular da entrada de ar e repetindo o formato do canal anular.

A Figura 5 mostra esquematicamente o aspecto das abas na posição de operação, ou seja, instaladas em ângulo com a parede interna do canal anular de entrada de ar ao longo do fluxo.

A entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice, incluindo na Fig. 1 um dispositivo de aba circular à prova de poeira, que está localizado na parede interna de seu canal anular, consiste em um canal 1, uma parede externa 2, uma parede interna 3, e possui abas 4 instaladas na parede interna 2 do canal anular 1, separador de fluxo 5, canal de saída 6 de ar purificado, canal de saída 7 para ejeção de partículas e objetos estranhos. A entrada de ar está localizada na nacele do motor 8 de uma aeronave com motor turboélice. As posições 9 e 10 são o cubo da hélice e a hélice da aeronave, respectivamente.

A operação da entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice, incluindo um dispositivo de flap de anel de proteção contra poeira, é realizada da seguinte forma.

Quando a aeronave está em vôo, quando poeira e objetos estranhos não podem entrar no motor, o dispositivo de aba anular de proteção contra poeira, composto pelas abas 4, fica na posição dobrada, Figuras 2 e 4, na qual as abas 4 estão juntas com o resto da parede interna 3 do canal anular 1 da entrada de ar forma uma superfície lisa e repete o formato do canal. Neste caso, a entrada de ar opera no modo de projeto de voo.

Praticamente não há perdas hidráulicas adicionais pela presença dos flaps 4 na entrada de ar.

Quando a aeronave está em condições onde poeira e objetos estranhos podem entrar no motor, os flaps 4 da parede interna 3 são instalados em um determinado ângulo, mas não mais que 70° em relação ao restante da parede interna do canal anular 1 do entrada de ar, Figuras 3 e 5. Ao mesmo tempo, o fluxo suave no canal anular 1 da entrada de ar não é significativamente perturbado, porque o ângulo está voltado para a direção oposta à direção do fluxo no canal 1.

O ângulo de instalação dos flaps 4 é selecionado dependendo do projeto específico da entrada de ar da aeronave, mas não mais que 70° para alterar o formato do perfil do canal anular e direcionar partículas e objetos para o canal de exaustão.

A instalação das válvulas 4 em ângulo com a parede interna 3 do canal anular 1 altera o formato do seu perfil e, com isso, aumenta a eficiência de separação de partículas e objetos estranhos, devido à ocorrência de forças centrífugas no fluxo, afetando partículas e objetos estranhos, bem como pelo impacto próximo à aba 4 de partículas e objetos na direção de rebote, facilitando sua entrada no canal de ejeção 7.

A posição das abas 4 na entrada de ar pode ser controlada por qualquer um dos métodos aceitáveis ​​​​em cada caso particular - elétrico, pneumático ou mecânico, por exemplo, fiação por cabo. Isto é simplificado pelo fato de as folhas estarem estruturalmente interligadas em uma única unidade.

Para evitar a formação de gelo nas folhas em possíveis condições de formação de gelo, as folhas podem ser equipadas, por exemplo, com um dispositivo eléctrico anti-gelo.

Assim, a utilização da solução técnica proposta permite aumentar significativamente a proteção dos motores contra partículas e objetos estranhos que entram em seu caminho em condições de operação em aeronaves com motor turboélice.

ALEGAR

A entrada de ar de uma aeronave com motor turboélice, feita em forma de canal anular, separador de fluxo, canal de saída de ar purificado, canal de saída para emissão de partículas e objetos estranhos, dispositivo de proteção contra poeira, caracterizado em que o dispositivo de proteção contra poeira seja instalado no ponto de inflexão do canal em sua parede interna e seja constituído por uma aba anular , enquanto as válvulas na posição fechada ficam sobrepostas e repetem o formato da parede interna do canal em sua localização, e na posição aberta as válvulas formam uma estrutura em forma de leque instalada em ângulo com a parede interna do canal ao longo do fluxo, e o ângulo de instalação das válvulas não é superior a 70 ° para alterar a forma do perfil do canal anular e direcionar partículas e objetos para o canal de ejeção.

Modelo da aeronave supersônica “silenciosa” QueSST no túnel de vento

A empresa americana Lockheed Martin começará em breve a testar uma entrada de ar sem ventilação, que se tornará parte do projeto de uma promissora aeronave supersônica de passageiros “silenciosa”. Segundo a Aviation Week, o objetivo dos testes será verificar a eficiência da entrada de ar e a eficiência do corte da camada de ar limite na sua entrada.

Durante o vôo, uma camada de ar limite se forma em certas partes da superfície do corpo da aeronave. Uma camada limite de ar é uma camada fina na superfície de uma aeronave caracterizada por um forte gradiente de velocidade de zero até a velocidade do fluxo fora da camada limite.

Quando uma camada limite lenta entra na entrada de ar, a eficiência do ventilador de um motor a jato cai significativamente. Além disso, devido à diferença nas velocidades do fluxo de ar, o ventilador sofre cargas diferentes em áreas diferentes. Finalmente, a camada limite, devido à sua baixa velocidade, pode reduzir o volume de ar que entra no motor.

Para evitar que a camada limite entre na entrada de ar e no motor, o dispositivo de entrada de ar é colocado no nariz da aeronave (como foi feito em aviões de combate soviéticos, por exemplo, o MiG-15), ou a alguma distância do corpo da aeronave. Além disso, em aeronaves supersônicas, a entrada de ar possui uma placa na lateral do corpo - um cortador de camada limite.

As aeronaves supersônicas modernas usam o que é chamado de entrada de ar sem ventilação. Não possui lacunas entre ele e o corpo da aeronave. O projeto dessa entrada de ar inclui uma rampa e bordas especiais na entrada. Nessa entrada de ar, quando o fluxo de ar desacelera, surge um leque de ondas de compressão, que impede a passagem da camada limite.

A tecnologia de entrada de ar sem ventilação foi introduzida pela primeira vez pela Lockheed Martin no final da década de 1990 e agora é usada nos caças F-35 Lightning II atualizados. Os desenvolvedores acreditam que a entrada de ar sem ventilação também será eficaz nas aeronaves supersônicas de passageiros “silenciosas” que estão sendo desenvolvidas no projeto QueSST.

Em uma aeronave promissora, o motor será instalado na cauda com uma entrada de ar localizada acima da fuselagem. Esse arranjo, segundo os desenvolvedores, permitirá que a fuselagem reflita as ondas de choque geradas durante o vôo supersônico nas bordas da entrada de ar para cima, e não em direção à superfície.

O modelo de aeronave supersônica com entrada de ar será testado em um túnel de vento na Base Aérea de Fort Worth, no Texas. O modelo em teste terá uma entrada de ar com seção transversal um pouco maior que a de dispositivos similares instalados anteriormente em outros modelos de purga.

Em dezembro do ano passado, a empresa americana Gulfstream Aerospace anunciou uma nova entrada de ar supersônica que, juntamente com outras soluções técnicas, reduzirá o nível de ruído da aeronave em velocidades de voo supersônicas. O design da nova entrada de ar também reduzirá o arrasto aerodinâmico.

O novo dispositivo de entrada de ar terá bordas moldadas para “suavizar” as ondas de choque. Essas ondas terão uma queda de pressão relativamente suave. O projeto prevê a criação de uma cunha de compressão aumentada em um pequeno recesso na entrada de ar, bem como a diminuição do ângulo de ataque do lábio - influxo localizado na extremidade do orifício oposto à fuselagem.

Este projeto permitirá que a zona de pré-compressão do ar que entra seja movida para dentro da entrada de ar (nas entradas de ar supersônicas convencionais modernas, a pré-compressão ocorre do lado de fora, na entrada). Ao entrar, o fluxo de ar colidirá com a cunha, será refletido em direção ao lábio e desacelerará bruscamente para formar diversas ondas de choque.

Espera-se que as ondas de choque no fluxo de ar na entrada de ar, também chamadas de ventiladores de compressão, comprimam e diminuam efetivamente o fluxo de ar a uma velocidade na qual ele possa ser normalmente aspirado pelo compressor do motor turbojato. Mover a zona de pré-compressão dentro da entrada de ar reduzirá o seu arrasto aerodinâmico.

Vasily Sychev

As aeronaves supersônicas devem ter o tipo adequado de entradas de ar, porque a parte frontal do compressor não consegue lidar com o fluxo supersônico. Em velocidades subsônicas, a entrada deve ter as propriedades de recuperação de pressão de uma entrada subsônica, mas em velocidades supersônicas deve reduzir a vazão de ar abaixo da velocidade do som e controlar a formação de ondas de choque.

Área transversal supersônica difusor da frente para trás diminui gradativamente, o que ajuda a reduzir a velocidade do fluxo abaixo de 1M. Uma redução adicional na velocidade é alcançada em um difusor subsônico, cuja área da seção transversal aumenta à medida que se aproxima da entrada do compressor. Para retardar adequadamente o fluxo das ondas de choque, é muito importante controlar sua formação na entrada de ar. A utilização de entradas de ar de geometria variável permite o controle adequado das ondas de choque; eles também podem ter abas de desvio sangrar o ar da entrada de ar sem alterar sua velocidade.

Arroz. 2.2. Entrada de ar de garganta variável (com base no desenho original da Rolls-Royce)

Arroz. 2.3. Entrada de ar de compressão externa/interna (com base no desenho original da Rolls-Royce)

Entradas de ar móveis

Para entradas de ar móveis, a área da seção transversal de entrada (Concorde) é alterada por meio de um cone central móvel (SR 71). Isto permite que o(s) choque(s) de vedação na entrada do compressor sejam controlados.

Cálculos operacionais

Decolar. A entrada de ar do motor foi projetada para manter um fluxo de ar estável na entrada do compressor; Qualquer perturbação no fluxo que cause turbulência pode causar estol ou oscilação do compressor.

A entrada de ar não consegue lidar com ângulos de ataque elevados e manter um fluxo de ar estável. Um dos momentos mais críticos ocorre durante a aceleração do motor até o empuxo de decolagem. O fluxo de ar de admissão pode ser afetado por qualquer vento cruzado, especialmente em motores montados na cauda com entradas em forma de S (TriStar, 727). Para evitar possíveis interrupções e picos de fluxo, existe um procedimento nos manuais de operação que deve ser seguido. Geralmente consiste no movimento progressivo da aeronave antes de aumentar suavemente o modo de operação até a velocidade de decolagem, aproximadamente 60 - 80 nós (decolagem sem parada).

Glacê. Sob certas condições, pode ocorrer congelamento da entrada de ar. Isso normalmente ocorre quando a temperatura do ar externo está abaixo de +10°C, há umidade visível, água parada na pista ou o alcance visual da pista é inferior a 1.000 m. Se essas condições estiverem presentes, o piloto deve ligar o motor anti-roubo. -sistema de gelo.

Dano. Danos na entrada de ar ou qualquer aspereza em sua passagem podem causar turbulência no fluxo de ar de entrada e interromper o fluxo no compressor, causando travamento ou oscilação. Esteja atento a danos e rugosidade irregular da superfície dos painéis de acabamento ao inspecionar a entrada de ar.

Sucção de objetos estranhos. A sucção de objetos estranhos enquanto a aeronave estiver no solo ou próximo a ele causará inevitavelmente danos às pás do compressor. Preste atenção suficiente à área no solo em frente às entradas de ar do motor antes de ligá-las para garantir que não haja pedras soltas ou outros detritos. Isto não se aplica aos motores montados na cauda, ​​cujas entradas de ar estão localizadas acima da fuselagem; sofrem muito menos com a absorção de objetos estranhos.

Turbulência em voo. A forte turbulência durante o voo pode não apenas causar o derramamento do café, mas também interromper o fluxo de ar nos motores. Usar a velocidade de turbulência especificada no manual do proprietário e o RPM/EPR correto ajudará a reduzir a probabilidade de falha do compressor. Também pode ser aconselhável ou necessário ativar a ignição contínua para reduzir a probabilidade de extinção do motor.

Operações terrestres. A maioria dos danos ao compressor é causada pela sucção de objetos estranhos. Danos nas pás do compressor levam a alterações na geometria do sistema, o que pode levar à deterioração do desempenho, interrupção do fluxo no compressor e até mesmo oscilação do motor. Para evitar que tais danos ocorram, é importante tomar medidas preliminares para remover detritos da área de estacionamento. A seguir, durante a inspeção pré-voo, o piloto deve garantir que não haja objetos estranhos nas entradas de ar do motor. A responsabilidade não termina aí, após o voo é necessário instalar tampões nos dutos de entrada e exaustão para evitar o acúmulo de contaminantes e a autorrotação.

Durante a partida, rolagem e reversão do empuxo, objetos estranhos podem ser atraídos para a entrada de ar e uma quantidade mínima de empuxo deve ser aplicada para evitar possíveis danos.

Durante a operação do motor da turbina a gás, ocorreram danos graves e algumas mortes devido à sucção de pessoal pelas entradas de ar. Caso seja necessário realizar trabalhos próximos a um motor em funcionamento, cuidados especiais devem ser tomados.

CAPÍTULO 3 – COMPRESSORES

Compressor

· Lista de finalidades do compressor.

· Descrição dos tipos de compressores centrífugos e axiais utilizados em motores de aeronaves.

· Nome dos principais componentes do estágio compressor e descrição de suas funções.

· Descrição das alterações nos parâmetros do gás (p, t, v) no estágio compressor.

· Definição do termo “relação de aumento de pressão” e indicação do seu valor para o estágio de compressores centrífugos e axiais.

· Indicação das vantagens de um compressor centrífugo de dois estágios.

· Listar as vantagens e desvantagens de um compressor centrífugo em comparação com um compressor axial.

· Nome de alguns motores com compressores axiais e centrífugos.

· Explicação do estreitamento do canal de ar anular em um compressor axial.

· Indicação da velocidade de entrada e saída do estágio do compressor axial.

· Indicação de que compressores axiais possuem relações de pressão de até 35 e temperaturas de saída de até 600°C.

· Descrição do motivo da torção das pás do compressor utilizando triângulos de velocidade.

· Indicação da finalidade do VNA.

· Indicação do motivo do clique do compressor ao girar no solo, ou seja, devido à autorrotação.

· Descrição do projeto de compressores de dois (e três) eixos de motores modernos, princípios de seu funcionamento e vantagens.

· Definição dos termos “stall do compressor” e “surto”.

· Indicação das seguintes condições que causam interrupção e oscilação do fluxo:

o um aumento acentuado no consumo de combustível com o aumento da velocidade (RPM);

o baixa velocidade, ou seja, gás pequeno;

o vento lateral forte no solo;

o congelamento da entrada de ar do motor;

o contaminação ou danos nas pás do compressor;

o danos na entrada de ar do motor.

Descrição dos seguintes indicadores de estol e surto:

o ruído anormal no motor;

o vibração;

o Flutuações de RPM;

o aumento do EGT;

o Às vezes, gases em combustão escapam do dispositivo de admissão e exaustão de ar.

· Listar as ações do piloto em caso de estol de fluxo.

· Descrição dos métodos de projeto para minimizar a probabilidade de interrupção e oscilação do fluxo.

· Indicar medidas para o piloto evitar estol e oscilação.

· Descrição do diagrama do compressor (faixa de surto) com linhas de RPM, limite de estol, operação estável e aceleração.

021 03 03 03 Difusor. Descrição das funções do difusor

Tipos de compressor

Antes de o combustível ser adicionado às câmaras de combustão e a subsequente expansão dos produtos de combustão nas turbinas, o ar deve ser comprimido.

Existem dois tipos principais de compressores usados ​​em motores hoje: um cria fluxo axial através do motor e o outro cria fluxo centrífugo.

Em ambos os casos, os compressores são acionados por uma turbina, que está ligada aos impulsores do compressor através de um eixo.