Системы решеток устройства реверсирования тяги и способы - RU2016143762A
Код документа: RU2016143762A
Формула
1. Силовая установка (100) летательного аппарата, содержащая:
- гондолу (102), содержащую отверстие (132) устройства реверсирования тяги;
- створку (124) устройства реверсирования тяги, выполненную с возможностью избирательного перемещения между открытым положением (124b) и закрытым положением (124а) для избирательного блокирования отверстия (132) устройства реверсирования тяги;
- внутренний контур (248), окруженный гондолой (102), при этом
гондола (102) и внутренний контур (248) образуют, по меньшей мере частично, проточный канал (256) наружного контура; и
- решетку (304) устройства реверсирования тяги, содержащую:
множество лопаток (420А-С) решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура (248) и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы (102) и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала (256) наружного контура через лопатки (420А-С) решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы (102); и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции, и
соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток (420А-С) решетки.
2. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, в которой по меньшей мере одна из лопаток (420А-С) решетки имеет сечение угловой формы.
3. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 2, в которой указанное множество лопаток (420А-С) решетки имеют сечения угловой формы.
4. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 2, в которой лопатки (420А-С) решетки выполнены с возможностью перенаправления воздушного потока, чтобы обеспечить тягу для замедления летательного аппарата.
5. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, в которой вторая часть размещена в пределах одного дюйма (2,54 см), в пределах пяти дюймов (12,7 см), в пределах десяти дюймов (25,4 см) или в пределах двух футов (0,61 м) от створки (124) устройства реверсирования тяги.
6. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, в которой по меньшей мере часть второй секции размещена ближе к части створки (124) устройства реверсирования тяги, чем по меньшей мере часть первой секции, когда створка устройства реверсирования тяги находится в закрытом положении (124а).
7. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, в которой по меньшей мере часть второй секции размещена дальше от осевой линии внутреннего контура (248) чем по меньшей мере часть первой секции.
8. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, в которой решетка (304) устройства реверсирования тяги соединена с элементом с закругленным торцом гондолы (102) на первом конце и соединена с опорным кольцом (208) для решетки на втором конце.
9. Силовая установка (100) летательного аппарата по п. 1, дополнительно содержащая створку (214) блокирования потока, соединенную с гондолой (102), причем створка (214) блокирования потока выполнена с возможностью перемещения по меньшей мере в развернутое положение для отклонения по меньшей мере части воздушного потока в проточном канале (256) наружного контура через указанное множество лопаток (420А-С) решетки.
10. Летательный аппарат, содержащий силовую установку (100) летательного аппарата по п. 1 и содержащий:
фюзеляж и
крыло, причем силовая установка (100) летательного аппарата соединена с фюзеляжем и/или крылом.
11. Решетка (304) устройства реверсирования тяги, содержащая:
- множество лопаток (420А-С) решетки, выполненных с сечением наклонной формы и с возможностью соединения с частью гондолы (102) силовой установки летательного аппарата и обеспечения возможности прохождения воздушного потока через лопатки (420А-С) решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы (102) силовой установки летательного аппарата, и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции; и
- соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток (420А-С) решетки.
12. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 11, в которой указанное множество лопаток (420А-С) решетки выполнены с возможностью размещения по окружности вокруг внутреннего контура (248) силовой установки (100) летательного аппарата.
13. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 11, в которой по меньшей мере одна из лопаток (420А-С) решетки имеет сечение угловой формы.
14. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 13, в которой указанное множество лопаток (420А-С) решетки имеют сечения угловой формы.
15. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 11, в которой вторая секция выполнена с возможностью размещения в пределах одного дюйма (2,54 см), в пределах пяти дюймов (12,7 см), в пределах десяти дюймов (25,4 см) или в пределах двух футов (0,61 м) от створки (124) устройства реверсирования тяги силовой установки (100) летательного аппарата.
16. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 11, в которой по меньшей мере часть второй секции выполнена с возможностью размещения ближе к части створки (124) устройства реверсирования тяги силовой установки (100) летательного аппарата, чем по меньшей мере часть первой секции.
17. Решетка (304) устройства реверсирования тяги по п. 11, в которой первый конец решетки (304) устройства реверсирования тяги выполнен с возможностью соединения с элементом с закругленным торцом гондолы (102) силовой установки летательного аппарата, а второй конец решетки (304) устройства реверсирования тяги выполнен с возможностью соединения с опорным кольцом (208) для решетки.
18. Способ, включающий:
сообщение энергии воздушному потоку с помощью внутреннего контура (248) силовой установки (100) летательного аппарата таким образом, что воздушный поток, которому сообщена энергия, проходит в проточном канале (256) наружного контура силовой установки (100) летательного аппарата, образованном, по меньшей мере частично, внутренним контуром (248) и гондолой (102) силовой установки (100) летательного аппарата;
перемещение створки (124) устройства реверсирования тяги силовой установки (100) летательного аппарата в открытое положение (124b), причем створка (124) устройства реверсирования тяги выполнена с возможностью избирательного перемещения между открытым положением (124b) и закрытым положением (124а) для избирательного блокирования отверстия (132) устройства реверсирования тяги, расположенного в гондоле (102); и
отклонение по меньшей мере части воздушного потока через решетку (304) устройства реверсирования тяги, причем решетка (304) устройства реверсирования тяги содержит:
- множество лопаток (420А-С) решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура (248) и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы (102) и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала (256) наружного контура через лопатки (420А-С) решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы (102); и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции, и
- соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток (420А-С) решетки.
19. Способ по п. 18, согласно которому отклонение по меньшей мере указанной части воздушного потока через решетку (304) устройства реверсирования тяги включает отклонение по меньшей мере указанной части воздушного потока створкой (214) блокирования потока в развернутом положении.
20. Способ по п. 18, согласно которому воздушный поток отклоняют, чтобы обеспечить обратную тягу для замедления летательного аппарата.
