всережимное реактивное сопло газотурбинного двигателя со всеракурсным отклонением вектора тяги

Формула изобретения

1. Реактивное сопло газотурбинного двигателя с отклонением вектора тяги, содержащее круглый в поперечном сечении корпус с венцами сужающихся и шарнирно соединенных с ними расширяющихся створок и соосно расположенный с корпусом воздушный эжектор, выполненный в виде установленных за выходным срезом створок корпуса сопла двух коаксиально расположенных кольцевых обечаек и шарнирно соединенных между собой венцов внутренних и наружных створок, при этом первый из венцов непосредственно шарнирно прикреплен к внутренней обечайке, а второй соединен с ней посредством системы шарнирно соединенных тяг, причем внешняя обечайка шарнирно соединена с корпусом сопла с возможностью поворота посредством связанного с корпусом сопла приводного устройства относительно горизонтальной оси, перпендикулярной продольной оси сопла, а между собой обечайки шарнирно соединены с возможностью поворота относительно друг друга и вертикальной оси сопла посредством связанного с ними приводного устройства.

2. Сопло по п.1, отличающееся тем, что система шарнирно соединенных тяг образует детерминированный по постоянному наружному диаметру венца наружных створок кинематический многозвенник.

3. Сопло по любому из пп.1 и 2, отличающееся тем, что венец внутренних створок эжектора образует проточную часть сопла, а его венец наружных створок - хвостовую часть корпуса летательного аппарата.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным соплам газотурбинных двигателей (ГТД) маневренных летательных аппаратов (ЛА).

Известны всережимные реактивные сопла газотурбинных двигателей, содержащие в своем составе приводные венцы сужающихся и расширяющихся створок или заменяющие последние эжекторные устройства, позволяющие увеличить тягу за счет дополнительного расширения рабочего тела (см. Г.Н. Абрамович. “Прикладная газовая динамика”, ред. 4, изд. “Наука”, Москва, 1976, стр. 442).

Известны также всережимные реактивные сопла газотурбинных двигателей, содержащие в своем составе различные приводные отклоняющие поток устройства, связанные с системой управления летательных аппаратов и предназначенные для использования на маневренных летательных аппаратах, т.н. всеракурсные сопла, применяемые, главным образом, на малых дозвуковых скоростях полета, где теряют эффективность аэродинамические рули ЛА (см. патент США №4994660, МПК 7 В 64 С 15/16, 19.02.1991).

Такая конструкция сопла имеет ограниченную возможность применения. Например, перекос венцов створок реактивного сопла требует существенного усложнения системы автоматического регулирования газотурбинного двигателя и конструкции реактивного сопла, что приводит к дополнительным утечкам рабочего тела в зазоры между створками реактивного сопла и снижает тяговые характеристики двигателя и его надежность.

Применение же дополнительных отклоняющих устройств, используемых лишь при маневрах ЛА в ограниченной области его эксплуатации, ухудшает экономичность и массогабаритные характеристики ЛА.

Задачей изобретения является обеспечение высоких тягово-экономических характеристик ГТД и его надежности.

Указанный технический результат достигается тем, что реактивное сопло газотурбинного двигателя с отклонением вектора тяги содержит круглый в поперечном сечении корпус с венцами сужающихся и шарнирно соединенных с ними расширяющихся створок и соосно расположенный с корпусом воздушный эжектор, выполненный в виде установленных за выходным срезом створок корпуса сопла двух коаксиально расположенных кольцевых обечаек и шарнирно соединенных между собой венцов внутренних и наружных створок, при этом первый из венцов непосредственно шарнирно прикреплен к внутренней обечайке, а второй соединен с ней посредством системы шарнирно соединенных тяг, причем внешняя обечайка шарнирно соединена с корпусом сопла с возможностью поворота посредством связанного с корпусом сопла приводного устройства относительной оси, перпендикулярной продольной оси сопла, а между собой обечайки шарнирно соединены с возможностью поворота относительно друг друга и вертикальной оси сопла посредством связанного с ними приводного устройства. Кроме того, система шарнирно соединенных тяг образует детерминированный по постоянному наружному диаметру венца наружных створок кинематический многозвенник, венец внутренних створок эжектора образует проточную часть сопла, а его венец наружных створок - хвостовую часть корпуса летательного аппарата.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

Реактивное сопло содержит круглый в поперечном сечении корпус 1 с венцами сужающихся 2 и шарнирно соединенных с ними расширяющихся 3 створок, соосно расположенный с корпусом 1 воздушный эжектор, выполненный в виде установленных за выходным срезом створок корпуса сопла двух коаксиально расположенных кольцевых обечаек 4, 5 и венцов внутренних 6 и наружных 7 створок. Внутренние створки 6 непосредственно шарнирно прикреплены к внутренней обечайке 5, а наружные 7 соединены с ней посредством системы шарнирно соединенных тяг 8. Внешняя обечайка 4 шарнирно соединена с корпусом 1 сопла с возможностью поворота посредством связанного с корпусом 1 сопла приводного устройства 9 относительно оси Z, перпендикулярной продольной оси Х сопла. Между собой обечайки 4 и 5 шарнирно соединены с возможностью поворота относительно друг друга и вертикальной оси Y посредством связанного с ними приводного устройства 10. Система шарнирно соединенных тяг 8 образует детерминированный по постоянному наружному диаметру венца наружных створок 7 кинематический многозвенник. Венец внутренних створок 6 эжектора образует проточную часть сопла, венец наружных створок 7 - хвостовую часть корпуса летательного аппарата.

Выходной диаметр венца внутренних створок 6 определяется приводным устройством 11, связанным с внутренней кольцевой обечайкой 5. Эжектор посредством укрепленных во внешней кольцевой обечайке 4 двух оппозитно расположенных цапф 12 шарнирно закреплен в отверстиях двух прикрепленных к корпусу 1 консолей 13. Приводные устройства 14 управления венцом сужающихся створок 2 и 11 управления венцом внутренних створок 6 эжектора связаны с автоматической системой 15 управления режимами двигателя. Приводное устройство 9 связано с системой 16 управления летательным аппаратом по каналу тангажа, а приводное устройство 10 связано с системой 17 управления летательного аппарата по каналу курса. Кольцо 18 определяет постоянный наружный диаметр эжектора по входу в процессе изменения конфигурации кинематического многозвенника при управлении венцом внутренних створок 6.

Цапфы 12 имеют возможность вращения вокруг поперечной оси Z посредством приводного устройства 9 через кривошип 19.

Внутренняя кольцевая обечайка 5 эжектора и связанный с ней кинематический многозвенник в составе венцов створок 6 и 7 и тяг 8 шарнирно связаны с наружной кольцевой обечайкой 4 через оппозитно укрепленные на ее поверхности валы 20.

Устройство работает следующим образом.

В статическом полете режим работы двигателя поддерживается системой управления 15, формирующей оптимальный профиль проточной части сопла путем поддержания необходимых выходных диаметров венцов сужающихся створок 2 и расширяющихся створок 3 сопла, а также внутренних створок 6 эжектора посредством приводных устройств 11 и 14.

При изменении режима полета по скорости или высоте в соответствии с сигналами системы 15 приводные венцы створок 2 и 3 под воздействием привода 14 занимают новые положения, осесимметричные относительно продольной оси X, а внутренние створки 6 эжектора под воздействием системы 15 также занимают новое, осесимметричное относительно оси X положение с помощью привода 11, обеспечивая режим сверхзвукового истечения рабочего тела с минимальными внутренними потерями. При этом кинематический многозвенник в составе внутренних створок 6 эжектора, наружных створок 7, внутренней обечайки 5 и комплекса шарнирно соединенных тяг 8 изменяет свою конфигурацию, сохраняя благодаря входящему в него кольцу 18 входной наружный диаметр устройства, совпадающий с наружным диаметром мотогондолы, что снижает внешние гидравлические потери летательного аппарата.

При маневре летательного аппарата по каналу тангажа, например, на кабрирование, по команде системы 16 приводное устройство 9 через кривошип 19 вращает вокруг поперечной оси Z цапфу 12, закрепленную в наружной кольцевой обечайке 4, разворачивая ее, а вместе с ней весь эжектор вверх против часовой стрелки, искривляя выхлопной канал реактивного сопла и создавая тем самым крутящий момент вокруг центра масс летательного аппарата на кабрирование.

Аналогично поворот цапфы 12 в противоположном направлении поворачивает эжектор вокруг оси Z вниз по часовой стрелке, создавая крутящий момент на пикирование.

По окончании маневра система 16 возвращает эжектор в исходное осевое положение.

При маневре летательного аппарата по каналу курса, например при повороте направо, по команде системы 17 управления приводное устройство 10 поворачивает внутреннюю обечайку 5 эжектора вместе с прикрепленными к ней венцами внутренних 6 и наружных 7 створок эжектора вокруг вертикальной оси Y устройства против часовой стрелки относительно неподвижной наружной обечайки 4 эжектора, в которой шарнирно закреплены цапфы валов 20 обечайки 5. При этом выхлопной канал реактивного сопла искривляется и при истечении рабочего тела создается крутящий момент вокруг центра масс летательного аппарата, разворачивая его в правую сторону вокруг вертикальной оси Y на время отклонения эжектора. Отклонение внутренней обечайки 5 приводным устройством 10 в противоположную сторону приводит к маневру поворота летательного аппарата налево по каналу курса.

Возможен маневр летательного аппарата в пространстве одновременно по каналам курса и тангажа с разворотом летательного аппарата одновременно вокруг осей Y и Z.

При двухдвигательной схеме летательного аппарата и наличии системы управления двигателями, оборудованными реактивными соплами данного типа, возможно управление с помощью двигателей по каналу крена вокруг оси X.

В течение всего процесса маневра эжектор сохраняет симметрию относительно своей продольной оси X, не создавая дополнительных утечек рабочего тела.

Такое выполнение всеракурсного всережимного сопла позволяет решить поставленную задачу без ухудшения надежности, связанного с серьезным усложнением конструкции при применении принципа перекоса венцов, без появления дополнительных утечек рабочего тела и без применения дополнительных отклоняющих поток элементов конструкции, ухудшающих массогабаритные характеристики летательного аппарата.