Реверсивное устройство турбореактивного двигателя - RU2688642C1

Чертежи

Описание

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам турбореактивных двигателей (далее ТРД).

Известно реверсивное устройство ТРД, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, выполненное в виде реверсивных створок (RU 2232282).

Известная конструкция выбрана в качестве прототипа.

Недостатком прототипа является невозможность независимого управления элементами реверсивного устройства, а именно неполное открытие и закрытие створок, перекрывающих поток, без воздействия на режимы работы ТРД.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения является возможность независимого регулирования элементов реверсивного устройства, а именно устройства перекрытия газового потока и клапанов перепуска с поворотными решетками, с целью регулирования площади проходных сечений для оптимизации параметров работы ТРД.

Указанный технический результат достигается тем, что реверсивное устройство ТРД, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, согласно настоящему изобретению, для ТРД, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные перед упомянутым устройством, по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, образованной между стенками корпуса мотогондолы и корпуса ТРД, сообщающие проточную часть ТРД с атмосферой, клапаны перепуска, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов, поворотные решетки, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса мотогондолы единую аэродинамическую поверхность, причем устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД установлено за смесителем ТРД и выполнено в виде закрылков, установленных по окружности относительно продольной оси ТРД, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков, силового кольца, охватывающего кок ТРД, соединенного с корпусом ТРД посредством тяг, силовых стоек, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом ТРД и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей.

Такое конструктивное выполнение позволяет производить независимое управление и изменять проходные сечения ТРД, оптимизируя режим работы ТРД за счет возможности независимого регулирования элементами реверсивного устройства, а именно устройством перекрытия газового потока, клапанами перепуска и поворотными решетками.

В частном случае реализации заявленного устройства в местах соединений тяг с корпусом и силовым кольцом установлены шарниры. Это необходимо для компенсации температурных деформаций в тягах и корпусе.

В частном случае реализации заявленного устройства силовые стойки соединены с корпусом посредством разъемного соединения, например установлены в корпус посредством «пальцев», а с силовым кольцом - посредством шарнирного соединения. Соединение при помощи «пальцев» нужно для фиксации устройства в корпусе и восприятия силовых нагрузок, а шарнирное - для компенсации температурных деформаций.

В частном случае реализации заявленное устройство содержит элемент, имеющий аэродинамический профиль, перекрывающий силовое кольцо и жестко закрепленный на нем. При установке устройства в газовом потоке без центрального тела наличие элемента аэродинамического профиля исключает утечку газа через силовое кольцо.

На фигуре 1 представлена принципиальная схема реверсивного устройства ТРД, положение прямой тяги.

На фигуре 2 представлена принципиальная схема реверсивного устройства ТРД, положение обратной тяги.

На фигуре 3 представлена силовая стойка с закрылком, положение обратной тяги.

Реверсивное устройство для ТРД, размещенного в мотогондоле самолета, содержит устройство для перекрытия газового потока в корпусе 1 ТРД, выхлопные каналы 2, установленные перед упомянутым устройством, по направлению движения газового потока (на фигурах показано стрелками), по окружности в кольцевой полости 3, образованной между стенками корпуса 4 мотогондолы и корпуса 1 ТРД, сообщающие проточную часть ТРД с атмосферой, клапаны перепуска 6, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов 2, поворотные решетки 7, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов 2 и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса 4 мотогондолы единую аэродинамическую поверхность.

Устройство для перекрытия газового потока установлено за смесителем ТРД (по направлению движения газового потока) и выполнено в виде закрылков 9, установленных по окружности относительно продольной оси ТРД, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков 9, силового кольца 11, охватывающего кок 12 ТРД, соединенного с корпусом 1 ТРД посредством тяг 13, силовых стоек 14, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними (например, посредством сварки). При этом противолежащие концы силовых стоек 14 соединены с корпусом 1 ТРД и силовым кольцом 11 соответственно, а каждый из закрылков 9 с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой 14 образуют единый аэродинамический профиль. Кроме того, закрылки 9 выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей (например, посредством шарнирных соединений).

В местах соединений тяг 13 с корпусом 1 и силовым кольцом 11 установлены шарниры. Это необходимо для компенсации температурных деформаций в тягах и корпусе.

Силовые стойки 14 соединены с корпусом 1 посредством разъемного соединения, например установлены в корпус 1 посредством «пальцев», а с силовым кольцом 11 - посредством шарнирного соединения. Соединение при помощи «пальцев» нужно для фиксации устройства в корпусе и восприятия силовых нагрузок, а шарнирное - для компенсации температурных деформаций.

Клапаны перепуска, используемые в заявленном устройстве могут иметь различное конструктивное выполнение, например, возможно использование клапанов перепуска, раскрытых в ссылке https://studopedia.ru/11_66817_naruzhniy-kontur-i-klapan-perepuska-vozduha.html сети Интернет.

Поворотные решетки, используемые в заявленном устройстве могут иметь различное конструктивное выполнение, например, возможно использование поворотных решеток, раскрытых в патентах US 3739582, US 3344604.

Работа заявленного устройства осуществляется следующим образом:

Реверсирование тяги ТРД осуществляется путем перераспределения газового потока через выхлопные каналы 2. Для перераспределения газового потока из проточной части, закрылки 9, приводимые в движение посредством гидравлического привода (на чертежах не показан), осуществляют поворот на 90 градусов, создавая сплошную поверхность, перекрывающую проточную часть кольцевого сечения. Газодинамические силы, распределенные по поверхности закрылков 9, распределяются на силовые стойки 14. Одновременно с закрытием закрылков 9 осуществляется открытие клапана перепуска 6 и поворотных решеток 7, образуя проточную часть, формирующую выходной поток в направлении противоположному полету.

При переходе на прямую тягу закрылки 9 поворачиваются, образуя единую аэродинамическую поверхность с силовыми стойками 14. Одновременно с поворотом закрылков 9 осуществляется закрытие клапана перепуска 6 и поворотных решеток 7. После приведения поворотных решеток 7 в крайнее (закрытое) положение они образуют сплошную аэродинамическую поверхность с мотогондолой, без выступающих частей, что не приводит к возникновению гидравлических потерь.

При переходе на режим прямой тяги ТРД из закрытого положения устройства для перекрытия газового потока имеется возможность независимо изменить площадь проходного сечения путем открытия закрылков 9, что позволит снизить нагрузку на клапаны перепуска 6 и ускорить их закрытие. Также данная возможность позволяет менять уровень обратной тяги без изменения режима работы ТРД.

Реферат

Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны перепуска, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов, поворотные решетки, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса мотогондолы единую аэродинамическую поверхность, причем устройство для перекрытия газового потока установлено за смесителем двигателя и выполнено в виде закрылков, установленных по окружности относительно продольной оси двигателя, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков, силового кольца, охватывающего кок турбореактивного двигателя, соединенного с корпусом двигателя посредством тяг, силовых стоек, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом двигателя и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей. Изобретение позволяет обеспечить возможность независимого регулирования элементов реверсивного устройства, а именно устройства перекрытия газового потока и клапанов перепуска с поворотными решетками, с целью регулирования площади проходных сечений для оптимизации параметров работы двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Формула