RU2766913C1 - Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind - Google Patents
Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind Download PDFInfo
- Publication number
- RU2766913C1 RU2766913C1 RU2021129746A RU2021129746A RU2766913C1 RU 2766913 C1 RU2766913 C1 RU 2766913C1 RU 2021129746 A RU2021129746 A RU 2021129746A RU 2021129746 A RU2021129746 A RU 2021129746A RU 2766913 C1 RU2766913 C1 RU 2766913C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- shell
- external circuit
- aircraft
- elastic annular
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации, а именно к двигателям для осуществлении посадки (взлета) самолетов при наличии бокового ветра.The invention relates to aviation, namely to engines for landing (takeoff) aircraft in the presence of side wind.
Известно, что наличие бокового ветра существенно усложняет посадку самолетов. Поскольку самолет сносится боковым ветром, то для компенсации сноса при посадке используют движение к посадочной полосе, отвернув самолет против ветра на угол сноса. При этом в самый последний момент перед касанием полосы пилот должен развернуть самолет строго по полосе, чтобы исключить боковой удар по шасси, который может привести к поломке стоек шасси и катастрофе. Это требует от пилота мастерства и самообладания.It is known that the presence of a crosswind significantly complicates the landing of aircraft. Since the aircraft is drifted by a side wind, to compensate for drift during landing, movement towards the runway is used, turning the aircraft into the wind at the drift angle. At the same time, at the very last moment before touching the runway, the pilot must turn the aircraft strictly along the runway in order to exclude a side impact on the landing gear, which can lead to damage to the landing gear and disaster. This requires skill and self-control from the pilot.
Известен способ посадки самолета при боковом ветре с использованием несимметричной тяги двигателей самолета (заявка на изобретение №2015149094). Недостатком такого предложение является фактическая невозможность предотвращения сноса самолета боковым ветром. Такой способ позволяет только выправлять возможное рыскание самолета, т.е. повороты вокруг вертикальной оси. При наличии бокового ветра самолет будет сноситься по направлению вектора скорости ветра, поэтому для предотвращения такого сноса требуется создание компенсирующей действие ветра боковой силы.A known method of landing an aircraft in a crosswind using asymmetric thrust aircraft engines (application for invention No. 2015149094). The disadvantage of this proposal is the actual impossibility of preventing the drift of the aircraft by a side wind. This method only makes it possible to correct the possible yaw of the aircraft, i.e. rotation around a vertical axis. In the presence of a crosswind, the aircraft will drift in the direction of the wind velocity vector, therefore, to prevent such a drift, the creation of a side force compensating for the wind is required.
Для создания компенсирующей боковой силы предложено (RU2466445) создавать несимметричное продольное аэродинамическое сопротивление правой и левой частей самолета с помощью аэродинамического тормоза на одном из крыльев. При этом возникает вращающий момент по направлению, который необходимо парировать отклонением вертикального руля. На руле в свою очередь возникает боковая сила, причем крыло, на котором создается дополнительное продольное сопротивление, выбирается таким образом, чтобы сила на вертикальном руле сдвигала самолет на ветер. Для самолетов с задним расположением руля направления дополнительное продольное сопротивление надо создавать на наветреном крыле. При этом дополнительное сопротивление предложено создавать в виде управляемого парашюта, устанавливаемым на крыле.To create a compensating lateral force, it was proposed (RU2466445) to create an asymmetric longitudinal aerodynamic drag on the right and left parts of the aircraft using an aerodynamic brake on one of the wings. In this case, a torque in the direction arises, which must be parried by deflecting the vertical rudder. A lateral force, in turn, arises on the rudder, and the wing, on which additional longitudinal resistance is created, is chosen in such a way that the force on the vertical rudder shifts the aircraft into the wind. For aircraft with a rear rudder, additional longitudinal resistance must be created on the windward wing. At the same time, it is proposed to create additional resistance in the form of a controlled parachute mounted on the wing.
Недостатком предложенного решения является его низкая технологичность. Требуется не только разместить парашюты на крыле и вовремя выпустить парашют на одном из крыльев, но и необходимо постоянно контролировать его сопротивление. При порывах ветра (тем более при изменении его направления) требуется быстро менять сопротивление парашюта, а возможно и выпускать парашют на другом крыле и т.д. С учетом быстрого протекания процессов перемены ветра и самой посадки все это представляется трудно осуществимым.The disadvantage of the proposed solution is its low manufacturability. It is required not only to place parachutes on the wing and release the parachute on one of the wings in time, but also to constantly monitor its resistance. With gusts of wind (especially when its direction changes), it is required to quickly change the resistance of the parachute, and possibly release the parachute on the other wing, etc. Given the rapid flow of wind change processes and the landing itself, all this seems difficult to implement.
Известны устройства для создания боковой тяги двигателя, которые обеспечивают всеазимутальное отклонение вектора тяги сопла (RU №2320882). Недостатком такого устройства является его сложность, громоздкость и дороговизна, в силу чего оно не находит применения в гражданской авиации, тем более, что в этом и нет необходимости. Для пассажирских самолетов достаточно иметь возможность обеспечить двигателем боковую тягу для исключения сноса самолета при посадке в случае наличия бокового ветра.Known devices for creating lateral thrust of the engine, which provide all-azimuth deflection of the thrust vector of the nozzle (RU No. 2320882). The disadvantage of such a device is its complexity, bulkiness and high cost, due to which it is not used in civil aviation, especially since this is not necessary. For passenger aircraft, it is sufficient to be able to provide the engine with lateral thrust to prevent the aircraft from drifting during landing in the presence of a side wind.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является разработка авиационного двигателя пассажирских самолетов, например, двухконтурного турбореактивного двигателя, с соплами боковой тяги.The problem to which the present invention is directed is the development of an aircraft engine for passenger aircraft, for example, a bypass turbojet engine, with side thrust nozzles.
Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является относительно простое быстродействующее сопло боковой тяги, обеспечивающее боковую тягу двигателя. В результате действия такого устройства у пилота отпадает необходимость при посадке с боковым ветром выдерживать угол сноса против ветра с последующим выравниванием самолета по полосе перед касанием. Это увеличит безопасность полетов и их надежность.The technical result achieved in the claimed invention is a relatively simple high-speed side thrust nozzle that provides side thrust of the engine. As a result of the operation of such a device, the pilot does not need to maintain the drift angle against the wind during landing with a crosswind, followed by the alignment of the aircraft along the runway before touchdown. This will increase flight safety and reliability.
Получение технического результата изобретения осуществляют за счет того, что на каждой боковой стороне сопла внешнего контура двухконтурного газотурбинного двигателя установлено сопло боковой тяги в виде прямоугольного окна со створкой, приводимой в действие гидравлическими цилиндрами и открывающей выход воздуха внешнего контура двигателя в атмосферу, за которыми по ходу движения воздуха в двигателе во внешнем контуре установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Эластичная оболочка в раздутом состоянии частично перекрывает проходное сечение внешнего контура двигателя.Obtaining the technical result of the invention is carried out due to the fact that on each side of the nozzle of the external circuit of a bypass gas turbine engine, a side thrust nozzle is installed in the form of a rectangular window with a sash driven by hydraulic cylinders and opening the air outlet of the external circuit of the engine into the atmosphere, followed by air movement in the engine, an inflatable elastic annular shell is installed in the external circuit. The elastic shell in the inflated state partially overlaps the flow area of the outer contour of the engine.
Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внешней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.The inflatable elastic annular shell is installed on the outer shell of the outer circuit of the engine and is connected by a pipeline system with controlled valves to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere.
Раздуваемая эластичная кольцевая оболочка установлена на внутренней обечайке внешнего контура двигателя и системой трубопроводов с управляемыми клапанами соединена с одним из отборов компрессора воздуха высокого давления и атмосферой.The inflatable elastic annular shell is installed on the inner shell of the outer circuit of the engine and is connected by a system of pipelines with controlled valves to one of the high-pressure air compressor outlets and the atmosphere.
К системе автоматического управления двигателем дополнительно подключены датчики скорости бокового ветра, углов открытия створок боковых сопел и степени раздува эластичной кольцевой оболочки, а также управляющие клапаны эластичной кольцевой оболочки.The automatic engine control system is additionally connected to sensors for crosswind speed, side nozzle flap opening angles and degree of inflation of the elastic annular shell, as well as control valves of the elastic annular shell.
Преимуществом предлагаемого изобретения является его относительная простота, которая позволяет быстро реагировать на изменения боковой ветровой нагрузки при порывах ветра. Кроме того, оно компактно и легко компонуется с системой реверса тяги, что позволит его размещать фактически на любом двигателе.The advantage of the proposed invention is its relative simplicity, which allows you to quickly respond to changes in the lateral wind load during gusts of wind. In addition, it is compact and easily assembled with a thrust reverser system, which will allow it to be placed on virtually any engine.
Предлагаемое устройство поясняется схемами и рисунком, представленными на фиг. 1-4. На фиг. 1 показано расположение прямоугольного окна бокового сопла и раздуваемая эластичная кольцевая оболочка. Фиг. 2 поясняет механизм открытия и закрытия окна. На фиг. 3 дана схема к расчету боковой силы ветра, действующей на самолет, а на фиг. 4 расчетная зависимость боковой силы от скорости ветра.The proposed device is illustrated by diagrams and drawings shown in Fig. 1-4. In FIG. 1 shows the location of the rectangular side nozzle window and the inflatable elastic annular shell. Fig. 2 explains the mechanism for opening and closing a window. In FIG. 3 is a diagram for calculating the lateral wind force acting on the aircraft, and Fig. 4 calculated dependence of the lateral force on the wind speed.
На фиг. 1-а показана гондола 1 двигателя, ограничивающая внешний контур 2 двигателя. Внешний контур 2 двигателя заканчивается соплом 3. Из внутреннего контура двигателя показана турбина 4, после которой расположено сопло 5 внутреннего контура. Гондола 1 по бокам имеет прямоугольные окна 6, соединяющие внешний контур 2 двигателя с атмосферой. Окна 6 закрываются створками 7, которые приводятся в действие тягами 8. За окнами 6 по ходу воздуха во внешнем контуре 2 двигателя установлена раздуваемая эластичная кольцевая оболочка 9. На фиг. 1-а показана кольцевая оболочка 9. установленная на внешней обечайке внешнего контура 2, а на фиг. 1-б кольцевая оболочка 9 размещена на внутренней обечайке внешнего контура 2. Воздух высокого давления подается в оболочку 9 через отверстие 10, как показано на фиг. 1-а. Отверстие 10 соединено с одним из отборов воздуха компрессора двигателя (не показано). Стрелкой показана подача воздуха из отверстия 10 в оболочку 9. Аналогично стрелкой показано поступление воздуха в оболочку 9 на фиг. 1-б. Пунктиром на фиг. 1 показано положение тяги 8 при закрытой створке 7.In FIG. 1-a shows an
На фиг. 2 подробнее показан привод створки 7. Тяги 8 через оси 11 соединены со штоками 12 гидроцилиндров 13, имеющих поворотное крепление 14. Гидроцилиндры 13 размещены по обе стороны от створки 7 под внешней обечайкой гондолы 1. Оси 11 перемещаются вдоль щелевых разрезов в боковых стенках окон 6 (не показаны).In FIG. 2 shows in more detail the drive of the
Устройство работает следующим образом. При посадке с боковым ветром по управляющей команде пилота открываются створки 7 с подветренной стороны двигателей. Это происходит за счет того, что штоки 12 гидроцилиндров 13 втягиваются и через оси 11 передают усилие на тяги 8. Тяги 8, закрепленные одним концом на створках 7, давят на створки и открывают их. Одновременно открывается клапан воздуха высокого давления и воздух поступает в раздуваемую эластичную кольцевую оболочку 9. Оболочка раздувается и частично перекрывает проходное сечение второго контура 2. Часть воздуха второго контура 2 пойдет через образованное сужение через сопло 3, а другая часть через окно 6 (боковое сопло) в атмосферу, создавая боковую тягу. При изменении ветра порывами боковая сила двигателя регулируется степенью открытия второй створки 7, находящейся на противоположной боковой стороне двигателя. Поскольку открытие створок 7 и создание боковой тяги приводит к падению основной тяги двигателя, то необходимая курсовая скорость движения самолета при посадке поддерживается соответствующим изменением режима работы двигателя. Наличие регулируемой боковой тяги двигателей самолета, осуществление работы правых и левых двигателей самолета с разной тягой и работа рулем направления позволит пилоту осуществлять заход на посадку без разворота самолета против ветра на угол сноса.The device works as follows. When landing with a side wind, on the control command of the pilot,
После касания полосы гидроцилиндры 13 выдвигают штоки 12, которые через оси 11 и тяги 8 оказывают тянущее усилие на створки 7 и закрывают их. Клапан воздуха высокого давления закрывается, а клапан, сообщающий объем оболочки 9 с атмосферой, открывается, и воздух, раздувающий оболочку 9, стравливается в атмосферу.After touching the strip, the
Пример 1. Применительно к определению боковых сил ветра, действующих на самолет, проведен оценочный расчет для ИЛ-96-300. Поперечное обтекание фюзеляжа самолета схематически представлено поперечным обтеканием 16 цилиндров, в которые вписан фюзеляж, поперечное обтекание киля рассмотрено, как поперечное обтекание плоской прямоугольной пластины той же площади. Размеры цилиндров и пластины определены по чертежу самолета ИЛ-96-300, расчетная схема представлена на Фиг. 3. Данные по коэффициентам сопротивления взяты из Справочника по гидравлическим сопротивлениям. И.Е. Идельчик. М. 1992, 672 с.Example 1. In relation to the determination of the lateral wind forces acting on the aircraft, an estimated calculation was carried out for the IL-96-300. The transverse flow around the aircraft fuselage is schematically represented by the transverse flow around 16 cylinders into which the fuselage is inscribed; the transverse flow around the keel is considered as the transverse flow around a flat rectangular plate of the same area. The dimensions of the cylinders and the plate are determined according to the drawing of the IL-96-300 aircraft, the design scheme is shown in Fig. 3. Data on drag coefficients are taken from the Hydraulic Resistance Handbook. I.E. Idelchik. M. 1992, 672 p.
Результаты расчетов показаны на фиг. 4, где даны значения боковых усилий ветра в зависимости от его скорости при температуре 20°С и нормальном давлении. Здесь Fs -суммарное усилие, - усилие на фюзеляж, a Ft - усилие, действующее на киль.The calculation results are shown in Fig. 4, where the values of the lateral forces of the wind are given depending on its speed at a temperature of 20°C and normal pressure. Here F s is the total effort, is the force on the fuselage, and Ft is the force acting on the keel.
При заходе на посадку в режиме полетного малого газа тяга двигателя ПС-90 равна 5400 кгс, а для четырех двигателей самолета суммарная тяга равна 21600 кгс. Если при посадке самолет входит в зону бокового ветра, имеющего скорость 30 м/с, то сила сноса самолета в соответствии с графиком фиг. 4 составит 12000 кгс. Если принять, что максимальное раскрытие створки 7 равно 70 градусов. То боковая тяга четырех двигателей будет равна 12000 кгс при отборе из второго контура 0.371 расхода воздуха, при этом режим двигателей нужно поднять до 63.65% от номинального, т.е. нужно увеличить тягу каждого двигателя до 8592.5 кгс, а их суммарную тягу до 34370 кгс. В этом случае движение самолета будет по-прежнему осуществляться с линейной тягой двигателей в 21600 кгс, но при этом будет компенсироваться снос самолета боковым ветром. Таким образом, можно осуществлять посадку самолета даже при значительной скорости бокового ветра без разворота самолета против ветра на угол сноса.During landing approach in flight idle mode, the PS-90 engine thrust is 5400 kgf, and for the aircraft's four engines the total thrust is 21600 kgf. If, during landing, an aircraft enters a crosswind zone with a speed of 30 m/s, then the drift force of the aircraft, in accordance with the graph of Fig. 4 will be 12000 kgf. If we assume that the maximum opening of the
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021129746A RU2766913C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021129746A RU2766913C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2766913C1 true RU2766913C1 (en) | 2022-03-16 |
Family
ID=80736931
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021129746A RU2766913C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2766913C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2008045071A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method |
RU2457151C1 (en) * | 2010-12-24 | 2012-07-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Manoeuvrable aircraft with gas-dynamic control system |
FR2965304B1 (en) * | 2010-09-23 | 2012-10-12 | Airbus Operations Sas | AIR DISCHARGE DEVICE FOR DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT |
EP2730773A2 (en) * | 2012-11-13 | 2014-05-14 | Rolls-Royce plc | A gas turbine engine exhaust nozzle |
-
2021
- 2021-10-13 RU RU2021129746A patent/RU2766913C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2008045071A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with a variable exit area fan nozzle, nacelle assembly of such a engine, and corresponding operating method |
FR2965304B1 (en) * | 2010-09-23 | 2012-10-12 | Airbus Operations Sas | AIR DISCHARGE DEVICE FOR DOUBLE FLOW AIRCRAFT AIRCRAFT |
RU2457151C1 (en) * | 2010-12-24 | 2012-07-27 | Валерий Николаевич Сиротин | Manoeuvrable aircraft with gas-dynamic control system |
EP2730773A2 (en) * | 2012-11-13 | 2014-05-14 | Rolls-Royce plc | A gas turbine engine exhaust nozzle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6938408B2 (en) | Thrust vectoring and variable exhaust area for jet engine nozzle | |
Reckzeh | Aerodynamic design of the high-lift-wing for a Megaliner aircraft | |
US6546716B2 (en) | Jet engine nozzle with variable thrust vectoring and exhaust area | |
US3047257A (en) | Device for changing airfoil profile | |
US2941751A (en) | Spoiler for aircraft wings | |
Englar et al. | Design of the circulation control wing STOL demonstrator aircraft | |
CN109131900B (en) | Thrust reverser assembly for an aircraft and method of operating an aircraft | |
EP3170750B1 (en) | Bi-fold thrust recovery outflow valve with a ram air flap | |
US2969939A (en) | Asymmetrically variable supersonic inlet system | |
US20020014555A1 (en) | Method for altitude control and/or pitch angle control of airships, and an airship having a device for altitude control and/or pitch angle trimming | |
CN107521660B (en) | Active flow control device for an airfoil | |
US6643568B2 (en) | System for automatically controlling lift-augmentation devices of an aircraft during take-off | |
EP2353998A1 (en) | Aircraft | |
US3515361A (en) | Control of aircraft by deflection of propulsion gases | |
US2886264A (en) | Stall roll control device for vertical take-off airplane | |
US10435159B2 (en) | Cabin pressure outflow valve noise suppression devices and methods | |
RU2766913C1 (en) | Side-thrust engine for landing aircraft in crosswind | |
IL44920A (en) | Aircraft attitude control | |
US4674716A (en) | Blown crescent airfoil | |
US3188021A (en) | Boundary layer control system utilizing a collapsible duct positioned in a control surface | |
US11242798B2 (en) | Method and apparatus for an engine inlet for a ram-air system with an icing bypass | |
BURCHAM, JR et al. | Preliminary flight test results of a fly-by-throttle emergency flight control system on an F-15 airplane | |
Collard | Concorde airframe design and development | |
RU2800256C1 (en) | Thrust reverser of two-circuit gas-turbine engine | |
BR112020023319A2 (en) | combination of compressed fluid ejector and propeller propulsion system |