реактивное сопло турбореактивного двигателя со встроенным механизмом реверса

Формула изобретения

1. Реактивное сопло турбореактивного двигателя, установленного на сверхзвуковом самолете, включающее расположенный в наружном обтекателе 9 канал 7 отвода выхлопных газов, по которому при работе двигателя вытекает газовая струя, несколько горячих поворотных щитков 14, монтируемых в нижнем конце 15 канала 7, несколько холодных поворотных щитков 16, монтируемых в нижнем конце 17 обтекателя 9, механизм реверса тяги 30 с двумя идентичными поворотными створками 31, 32, монтируемыми ниже канала отвода 7 с одной и с другой стороны относительно аксиальной плоскости симметрии, которые могут занимать либо активную позицию, т. е. реверсирования тяги, образуя выступ поперек газовой струи, ниже щитков, и отклоняя эту струю вперед, либо неактивную, т. е. прямоточную позицию, образуя продолжение холодных щитков 16, средства управления горячими и холодными щитками в соответствии с возможными конфигурациями при полете и силовые цилиндры 35, 36, управления створками 31, 32 из неактивной позиции в активную позицию или, наоборот, из активной позиции в неактивную позицию, отличающееся тем, что включает также силовой цилиндр 50 для раздвигания двух створок 31, 32 относительно аксиальной плоскости симметрии при взлетной конфигурации.

2. Сопло по п. 1, отличающееся тем, что холодные щитки 16 приводятся в действие для обеспечения целостного аэродинамического профиля с указанными двумя створками 31, 32 при взлетной и маршевой конфигурации.

3. Сопло по п. 2, отличающееся тем, что холодные щитки 16 присоединены к горячим щиткам 14 при помощи поводков 18.

4. Сопло по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что обе створки 31, 32 имеют шарнирное соединение с концами двух пар боковых опорных рычагов 33, 34 и с концами, по меньшей мере, одной пары силовых цилиндров 35, 36, причем рычаги 33, 34 каждой рычажной пары и силовые цилиндры 35, 36 каждой пары силовых цилиндров расположены симметрично относительно аксиальной плоскости симметрии и имеют шарнирное соединение на другом конце 38 с неподвижной конструкцией 8, и силовые цилиндры 35, 36 составляют средства управления створками 31, 32.

5. Сопло по п. 4, отличающееся тем, что средства для раздвижения створок 31, 32 при взлетной конфигурации включают силовой цилиндр 50, помещенный между рычагами 33, 34 рычажной пары.

6. Сопло по п. 4 или 5, отличающееся тем, что оба рычага 33, 34 опорной рычажной пары связаны между собой посредством зубчатых секторов 43, 44 для обеспечения симметричного смещения шарнирных осей 38 створок 31, 32 на указанных рычагах 33, 34 относительно аксиальной плоскости симметрии.

7. Сопло по любому из пп. 4-6, отличающееся тем, что силовые цилиндры 35, 36, служащие средствами управления створками 31, 32, могут быть задействованы асимметрично один относительно другого при взлетной конфигурации с целью незначительного отклонения струи выбрасываемых газов.

Описание изобретения к патенту

Изобретение касается реактивного сопла турбореактивного двигателя, установленного на сверхзвуковом гражданском самолете, со встроенным механизмом реверса тяги.

Или точнее, изобретение касается реактивного сопла турбореактивного двигателя, установленного на сверхзвуковом самолете, включающего расположенный в наружном обтекателе канал отвода выхлопных газов, по которому при работе двигателя вытекает газовая струя, несколько горячих поворотных щитков, монтируемых в нижнем конце канала, несколько холодных поворотных щитков, монтируемых в нижнем конце обтекателя, механизм реверса тяги с двумя идентичными поворотными створками, монтируемыми ниже канала отвода с одной и другой стороны относительно аксиальной плоскости симметрии, которые могут занимать либо активную позицию, т.е. реверсирования тяги, образуя выступ поперек газовой струи, ниже щитков, и отклоняя эту струю вперед, либо неактивную, т. е. позицию прямой тяги, являя собой продолжение холодных щитков, средства управления горячими и холодными щитками в соответствии с возможными конфигурациями при полете и средства управления створками из неактивной позиции в активную или, наоборот, из активной позиции в не активную. (см. патент Франции 2153146, опубликованный 4 мая 1973 года.)

В таком сопле створки монтируются по отдельности на неподвижной конструкции таким образом, что они могут поворачиваться вокруг поперечной оси рядом с аксиальной плоскостью симметрии, регулируя сечение на выходе отработанных газов двигателя в зависимости от возможного режима полета. Впрочем это сечение изменяется только в незначительных пределах. Нормы шума по соседству с гражданскими аэродромами вызывают необходимость снижать скорость выброса газов, в частности в режиме взлета.

Эти нормы требуют, следовательно, принятия специальных мер, так как имеют место значительные выбросы газа в режиме взлета, и двигатель в этот момент работает на полных оборотах.

Согласно изобретению эта задача решается благодаря тому, что в сопле предусмотрены средства для раздвигания створок относительно аксиальной плоскости симметрии при взлетной конфигурации.

Кроме того, введены следующие элементы конструкции:

- холодные щитки приводятся в действие для обеспечения безупречного аэродинамического профиля в сочетании с двумя створками при взлетной и маршевой конфигурациях;

- холодные щитки привязаны к горячим щиткам при помощи поводков;

- обе створки имеют шарнирное соединение с концами двух боковых пар опорных рычагов и с концами по меньшей мере пары силовых цилиндров, причем рычаги каждой пары рычагов и силовые цилиндры каждой пары силовых цилиндров расположены симметрично относительно аксиальной плоскости симметрии и имеют шарнирное соединение на другом конце с неподвижной конструкцией; кроме того, силовые цилиндры служат для управления створками;

- средства для раздвигания створок при взлетной конфигурации включают силовой цилиндр, помещенный между рычагами пары рычагов;

- два рычага рычажной пары связаны между собой посредством зубчатых секторов, что обеспечивает симметричное перемещение шарнирных осей створок на рычагах относительно аксиальной и плоскости симметрии;

- силовые цилиндры, служащие средствами управления створками, могут быть задействованы асимметрично один относительно другого при взлетной конфигурации с целью незначительного отклонения струи выбрасываемых газов.

Другие преимущества и характеристики изобретения изложены в дальнейшем описании, которое дается в качестве примера со ссылками на следующие прилагаемые чертежи:

фиг.1 представляет в разрезе в вертикальной плоскости симметрии реактивное газовое сопло турбореактивного двигателя, установленного на сверхзвуковом самолете, при маршевой конфигурации, согласно настоящему изобретению;

фиг. 2 представляет в увеличенном масштабе заднюю часть сопла согласно фиг.1 и положение щитков при маршевой конфигурации;

фиг. 3 представляет в разрезе в вертикальной плоскости симметрии сопло согласно фиг.1 при взлетной конфигурации;

фиг.4 представляет в увеличенном масштабе заднюю часть сопла и положение щитков при взлетной конфигурации;

фиг. 5 представляет в разрезе в вертикальной плоскости симметрии сопло согласно фиг.1 при конфигурации реверсирования тяги;

фиг. 6 представляет в увеличенном масштабе заднюю часть сопла при конфигурации реверсирования тяги;

фиг.7, подобная фиг.4, представляет положение щитков и управляющих силовых цилиндров при взлетной конфигурации с отклонением выбрасываемых газов.

На чертежах представлено реактивное газовое сопло 1 двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя, установленного на сверхзвуковом гражданском самолете.

Из турбины 2 турбореактивного двигателя поступает горячий поток Fc в кольцевое пространство 3 вокруг конуса 4 турбины 2. Холодный поток Ff поступает по кольцевому каналу 5 вокруг наружного картера 6 турбины 2. Кольцевой канал 5 ограничен снаружи внутренней стенкой канала отвода выхлопных газов 7, которая простирается в направлении истечения газа за конец конуса 4. Внутренняя стенка канала 7 составляет часть кольцевой неподвижной конструкции 8, которую снаружи ограничивает обтекатель 9 аэродинамического профиля.

Внутренняя стенка канала 7 неподвижной конструкции 8 ограничивает внутреннюю цилиндрическую камеру 11, ось вращения 12 которой совпадает с осью турбореактивного двигателя; в этой камере смешиваются горячий поток Fc, поступающий с турбины, с холодным потоком Ff, поступающим по кольцевому каналу 5, причем это смешивание осуществляется при помощи лопастного смесителя 13, изображенного на фиг. 3 (на фиг.1 лопатки находятся в убранном положении). Полученная газовая смесь может быть обогащена за счет подачи горючего из коллектора топливных форсунок и дополнительного сгорания во внутренней камере 11 для увеличения тяги турбореактивного двигателя, в частности в режиме взлета.

Горячие щитки 14 монтируются шарнирным соединением на нижнем конце 15 внутренней стенки канала 7, а холодные щитки 16 монтируются шарнирным соединением на нижнем конце 17 обтекателя 9, причем нижние концы 15 и 17 находятся в одной и той же поперечной плоскости, перпендикулярной оси 12.

Холодные щитки 16 привязаны к горячим щиткам 14 при помощи поводков 18. Горячие щитки 14 соединены с управляющим кольцом 19 при помощи поводков 20. Управляющее кольцо 19 расположено в кольцевом промежутке, предусмотренном между внутренней стенкой канала 7 и обтекателем 9, и перемещается параллельно оси 12 посредством нескольких синхронно работающих силовых цилиндров 21, монтируемых на неподвижной конструкции 8.

Изменение положения холодных щитков 16 подчинено изменениям положения горячих щитков 14 благодаря поводкам 18, а горячие щитки 14 приводятся в действие силовыми цилиндрами 21 в зависимости от режима полета: от положения максимального сужения при маршевой конфигурации, представленной на фиг.1 и 2, до почти цилиндрического положения при взлетной и посадочной конфигурациях, представленных на фиг.3-7.

При конфигурации в маршевом режиме, как это показано на фиг.1 и 2, холодные щитки 16 слегка сужены и расположены в продолжение концевой части обтекателя 9. При этой конфигурации холодные щитки 16 образуют относительно оси вращения 12 угол, не превышающий 6^o. При других конфигурациях холодные щитки 16 отклоняются наружу.

Ниже горячих щитков 14 и холодных щитков 16 предусмотрен механизм реверсирования тяги 30. Этот механизм 30 включает две идентичные створки 31 и 32, симметрично расположенные относительно горизонтальной плоскости, проходящей по оси вращения 12 и перпендикулярной плану фиг.1-7.

Створки 31 и 32 монтируются на неподвижной конструкции 8 при помощи двух рычажных пар 33, 34 и двух пар управляющих силовых цилиндров 35, 36, причем каждая рычажная пара и каждая пара силовых цилиндров расположены сбоку снаружи створок 31 и 32 и внутри бокового продолжения неподвижной конструкции 8.

Или точнее, верхняя створка 31 монтируется шарнирным соединением на нижнем конце 37 верхней рычажной пары 33, верхний конец 38 которой крепится на неподвижной конструкции 8 и имеет шарнирное соединение со свободными концами 39 стержней 40 верхней пары управляющих силовых цилиндров 35, которые в свою очередь крепятся в 41 к неподвижной конструкции 8. Нижняя створка 32 монтируется идентичным способом на двух нижних управляющих рычагах 34 и двух нижних силовых цилиндрах 36.

Рычаги 33 и 34 рычажной пары имеют зубчатые секторы 43, 44 с центром в 38, которые входят в зацепление между собой и обеспечивают симметричность смещения осей поворота 37 обеих створок 31 и 32 относительно аксиальной плоскости симметрии.

Силовой цилиндр 50 помещается между двумя рычагами 33 и 34 рычажной пары. Цилиндрическая оболочка 51 этого силового цилиндра 50 имеет шарнирное соединение в точке 52 с нижним рычагом 34, а его стержень 53 имеет шарнирное соединение в точке 54 с верхним рычагом 33, причем точки 52 и 54 симметричны относительно аксиальной плоскости симметрии створок 31 и 32.

Каждая створка 31, 32 имеют форму дуги треугольного сечения, ограниченную внутренней стенкой 61, наружной стенкой 62 и передней стенкой 63.

При маршевой конфигурации, представленной на фиг.1 и 2, наружная стенка 62 располагается в продолжение холодных щитков 16 и образует с осью вращения 12 угол в 6^o. Холодные щитки 16 имеют протяженность назад, превышающую точно в два раза длину горячих щитков 14. Входное сечение створок 31 и 32, ограниченное соединением внутренних стенок 61 с передними стенками 63, больше выходного сечения горячих щитков 14. Внутренние стенки 61 образуют сужающееся сопло при маршевой конфигурации. При этой конфигурации силовой цилиндр 50 и управляющие силовые цилиндры 35 и 36 задвинуты внутрь.

При взлетной конфигурации, представленной на фиг.3 и 4, силовой цилиндр 50 выдвинут, а управляющие силовые цилиндры 35 и 36 задвинуты внутрь. Кроме того, горячие щитки 14 расположены в одну линию с внутренней стенкой канала 7. Шарнирные оси 37 рычагов 35 и 36 и шарнирные оси 39 управляющих силовых цилиндров 35 и 36 на створках 31 и 32 при взлетной конфигурации расположены таким образом, что внутренние стенки 61 створок 31 и 32 также являются продолжением внутренней стенки канала 7 неподвижной конструкции 8. Холодные щитки 16 занимают раздвинутое положение и идеально обеспечивают аэродинамическую форму обтекателя 9 с наружной стенкой 62 створок 31 и 32.

Исходя из взлетной конфигурации согласно фиг.3 и 4, можно несколько больше задвинуть нижний управляющий силовой цилиндр 36 и слегка выдвинуть верхний стержень управляющего силового цилиндра 35, чтобы наклонить внутренние стенки 61 створок 31 и 32 примерно на 5^o относительно оси вращения 12, как это представлено на фиг.7. Благодаря такому расположению газовая струя во время взлета направлена к земле под наклоном 5^o. Такая конфигурация позволяет в основном уменьшить поверхности киля и руля самолета, заданные на случай аварии двигателя крыла в режиме взлета.

Назначением створок 31 и 32 является осуществление функции реверсирования тяги при посадке. Для этого обе створки 31 и 32 могут поворачиваться вокруг шарнирных осей 37 выдвижением стержней управляющих цилиндров 35 и 36, причем вертикальные силовые цилиндры 50 задвинуты. При такой конфигурации реверсирования тяги, представленной на фиг.5 и 6, внутренние стенки 61 обеих створок 31 и 32 сдвигаются в аксиальной плоскости симметрии и отклоняют газовую струю, поступающую из камеры 11, вперед и наружу, что обеспечивает торможение самолета, через боковые отверстия 70 и 71, которые открываются между холодными щитками 16 и створками 31 и 32. При такой конфигурации горячие щитки 14 образуют продолжение внутренней стенки канала 7 неподвижной конструкции 8, а холодные щитки 16 раздвинуты.