ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 2011 года по МПК F02K1/64 

Изобретение относится к способу торможения самолета и к двухконтурному турбовентиляторному двигателю для осуществления способа.

Используемыми в гражданской авиации реактивными двигателями обычно являются так называемые двухконтурные турбовентиляторные двигатели. От заднего конца к переднему концу в направлении потока газа они содержат вентилятор, одну или более ступеней компрессора, камеру сгорания, одну или более ступеней турбины и выхлопное сопло. Часть потока воздуха, направляемого вентилятором, называемая потоком первого контура или горячим потоком, направляется к перечисленным выше внутренним частям реактивного двигателя. Остальная часть воздушного потока, называемого потоком второго контура или холодным потоком, непосредственно выбрасывается на выходе вентилятора в выхлопное сопло второго контура, расположенное между внешним корпусом сердцевины реактивного двигателя и гондолой двигателя. Часть потока второго контура может нагнетаться обратно в поток первого контура, например, с целью охлаждения, но большая часть этого потока второго контура используется только для получения тяги реактивного двигателя. В двухконтурных турбовентиляторных двигателях для гражданского использования тягу турбовентиляторного двигателя обычно получают от потока второго контура.

В задней части их гондолы реактивные двигатели имеют реверсоры тяги, используемые при посадке для создания тяги в направлении, противоположном направлению движению самолета, и для облегчения торможения. Реверсоры тяги выполняют в форме заслонок, которые могут быть расположены радиально в потоке второго контура и ориентированы наружу, в направлении переднего конца реактивного двигателя, для создания противоположного воздушного потока в направлении переднего конца реактивного двигателя, в результате чего создается реверсивная тяга.

При приземлении самолета в первую очередь снижают мощность реактивного двигателя для того, чтобы самолет мог сесть, затем включают реверсоры тяги и после этого мощность двигателя повышают для увеличения реверсивной тяги, производимой реверсорами.

Устройство реверса тяги раскрыто в публикации GB 1388406.

Однако устройства для реверсирования тяги, используемые для торможения самолета, имеют недостатки. Во-первых, они являются тяжелыми и имеют сложную конструкцию и наиболее неблагоприятны при расположении в задней части реактивного двигателя, где они образуют свес относительно плоскости установки двигателя на крыле самолета. Кроме того, уменьшение мощности двигателя, за которым следует усиленное дросселирование, приводит к большому расходу топлива при посадке. В момент реверсирования тяги создаются сильные нагрузки на детали реактивного двигателя. Особенно снижается срок службы вентилятора при выполнении операций с использованием реверсоров тяги. Наконец, при последовательных уменьшениях и увеличениях мощности двигателя процедура посадки относительно сложна.

Настоящее изобретение направлено на устранение этих недостатков.

Степень двухконтурности определяется как отношение между расходом потока во втором контуре и расходом потока в первом контуре. Относительно реактивных двигателей, используемых в гражданской авиации, существует тенденция увеличения степеней двухконтурности для уменьшения расхода топлива и уменьшения шумности реактивного двигателя. Реактивные двигатели с высокой степенью двухконтурности обычно имеют вентилятор большого диаметра, который, таким образом, создает сильное лобовое сопротивление, которое может использоваться для торможения самолета, когда реактивные двигатели работают с малой мощностью.

Однако при завершении посадки, когда скорость самолета низкая, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, невелика, поскольку лобовое сопротивление зависит от скорости. Кроме того, в этом случае вентилятор продолжает генерировать тягу, которая, даже при работе с малой мощностью, слишком велика для того, чтобы самолет мог остановиться. Таким образом, необходимы способ и система, позволяющие затормаживать самолет включительно в ходе этого последнего этапа.

С этой целью согласно изобретению создан способ торможения самолета, движимого, по меньшей мере, одним двухконтурным турбовентиляторным двигателем, причем последний содержит вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, в котором при работе с малый мощностью, по меньшей мере, часть потока второго контура отводят таким образом, чтобы уменьшить остаточную тягу реактивного двигателя без создания какой-либо тяги.

Согласно способу, соответствующему изобретению, торможение самолета может достигаться без какого-либо устройства для реверсирования тяги, с использованием силы торможения, генерируемой лобовым сопротивлением реактивного двигателя или двигателей, и завершается посредством уменьшения остаточной тяги при помощи отвода потока второго контура, когда это необходимо, и, если возможно, исключения тяги, генерируемой потоком второго контура.

Предпочтительно, поток второго контура отводят посредством открывания радиального открываемого средства гондолы.

Предпочтительно, в этом случае сечение выхлопного сопла для потока второго контура перекрывают после радиального открываемого средства с использованием перекрывающего для перекрывания средства указанного сопла.

Изобретение также относится к двухконтурному турбовентиляторному двигателю, содержащему вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, и характеризующемуся тем, что он содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющее отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания какой-либо тяги.

Предпочтительно, реактивный двигатель содержит расположенные после радиальных открываемых средств перекрывающие средства для перекрывания сопла для потока второго контура.

Изобретение будет легче понятно при ознакомлении с приведенным ниже описанием предпочтительного варианта выполнения реактивного двигателя и способа торможения самолета, соответствующих изобретению, данным со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя первого типа, соответствующего изобретению, в конфигурации для полета;

фиг.2 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя, показанного на фиг.1, в конфигурации для торможения;

фиг.3 - схематический вид спереди выхлопного сопла для потока второго контура реактивного двигателя, показанного на фиг.2;

фиг.4 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя второго типа, соответствующего изобретению, в конфигурации для полета;

фиг.5 - частичный схематический вид осевого сечения реактивного двигателя, показанного на фиг.4, в конфигурации для торможения.

На фиг.1-3 показан реактивный двигатель 1 с одним передним вентилятором 2. Этот вентилятор 2, расположенный в передней части реактивного двигателя 1, обычно содержит ротор 3, установленный с возможностью вращения вокруг вала 5 реактивного двигателя, от которого и вокруг которого проходит один ряд радиальных лопаток 4, каждая из которых расположена на одной продольной абсциссе на валу 5 реактивного двигателя 1.

После лопаток 4 реактивный двигатель 1 содержит канал 6 для доступа воздуха во внутренний контур 7 реактивного двигателя, расположенный непосредственно после ротора 3 вентилятора 4. Поток воздуха, проходящий по этому каналу 6, называют потоком первого контура; этот канал 6 будет далее называться каналом 6 для потока первого контура. Внутренний контур 7 реактивного двигателя в типичном случае содержит одну или более ступеней компрессора, камеру сгорания, одну или более ступеней турбины и выхлопное сопло, которое не показано. Эти разные элементы расположены в корпус 8, который будет называться корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя. Вентилятор 4 заключен в гондолу 9, которая проходит в направлении вперед и назад от вентилятора 4 и охватывает большую часть реактивного двигателя 1.

Воздушный поток, который не проходит через канал 6 для потока первого контура, проходит через сопло 10 для потока второго контура, образованное между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы 9. Главным образом, этот воздушный поток, названный потоком второго контура, создает тягу реактивного двигателя 1.

Реактивный двигатель 1 имеет высокую степень двухконтурности, обычно составляющую 10 или более. Он имеет большие размеры сечения, то есть поверхность на виде спереди вала 5.

Гондола 9 удерживается, в частности, кронштейнами 11, расположенными после входа в канал 6 для потока первого контура и проходящими в радиальном направлении между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы 9. Гондола 9 содержит расположенное перед этими кронштейнами 11 и после лопаток 4 вентилятора 2, по меньшей мере, одно отверстие, которое может быть закрыто или открыто соответствующим подвижным рычагом 13, далее называемым заслонкой 13.

Заслонка 13 выполнена в форме рычага, один конец 14 которого прикреплен к штифту 15, составляющему единое целое с гондолой 9 и проходящему перпендикулярно валу 5 реактивного двигателя 1. Заслонка 13 установлена с возможностью совершения вращательного движения в осевой плоскости вокруг этого штифта 15. Ее свободный конец 16 выполнен с возможностью вхождения в отверстие 12 и закрывания его, когда заслонка 13 опущена. Когда заслонка 13 поднята, отверстие 12 открыто, и заслонка 13 проходит, по существу, вдоль плоскости, поперечной двигателю 1.

Под опусканием или подъемом заслонки 13 подразумевается, что она ориентируется или смещается внутрь или наружу относительно реактивного двигателя 1, соответственно, независимо от углового положения заслонки 13 на гондоле 9.

В варианте выполнения реактивного двигателя 1, показанном на фиг.1-3, реактивный двигатель 1 содержит два отверстия 12 и две соответствующие заслонки 13. Два отверстия 12 диаметрально противоположны друг другу и расположены так, что когда реактивный двигатель 1 установлен на самолете, они находятся в плоскости, параллельной плоскости крыльев самолета.

Реактивный двигатель 1 содержит расположенные непосредственно после кронштейнов 11, удерживающих гондолу 9, профилированные панели 17, проходящие в радиальном направлении, в основном, вдоль оси 17' между корпусом 8 внутреннего контура реактивного двигателя и гондолой 9.

На фиг.1 в пределах кронштейнов 11 и панелей 17 показан вид 11' и 18, соответственно, сечения этих элементов, выполненного в плоскости, поперечной радиальной оси, вдоль которой они проходят. Можно видеть, что панели 17 профилированы таким образом, что они завершают профиль кронштейнов 11 и вместе с ними образуют профиль, сравнимый с профилем лопатки. Таким образом, они совместно выполняют функцию направления, ориентирования и спрямления воздушного потока второго контура в сопле 10 для потока второго контура.

Профилированные панели 17 установлены с возможностью вращения вокруг их осей 17'. Таким образом, как показано на фиг.2, их можно поворачивать на 90° вокруг их осей 17' для их установки поперек вала 5 реактивного двигателя 1. На фиг.2 прерывистыми линиями показано положение панелей и вид их сечения, показанный на фиг.1, и сплошными линиями показано положение панелей 17 после поворота. На фиг.3 показано, что когда происходит поворот, панели образуют препятствия в сопле для потока второго контура и, таким образом, выполняют заградительную функцию в сопле для потока второго контура. Этот поворот может осуществляться отдельными электродвигателями или одним электродвигателем, соединенным с механизмом передачи движения, который не показан и хорошо известен специалистам в данной области техники.

Теперь будет более подробно описана работа реактивного двигателя с одним передним вентилятором, показанным на фиг.1-3, в ходе осуществления способа торможения самолета, соответствующего изобретению.

На фиг.1 реактивный двигатель 1 показан в конфигурации для полета. Заслонки 13 опущены, то есть отверстия 12 закрыты, и панели 17 ориентированы так, чтобы они завершали профиль кронштейнов 11 и направляли воздушный поток. В этой конфигурации воздушный поток второго контура, схематически показанный стрелкой 19, проходит в сопле 10 для потока второго контура и создает большую часть тяги реактивного двигателя 1.

При посадке самолета мощность реактивного двигателя 1 уменьшают для уменьшения тяги и для получения возможности приземления самолета. После приземления самолет должен быть заторможен. Согласно предшествующему уровню техники это торможение обеспечивалось устройствами реверсирования тяги.

Благодаря большим размерам его поперечного сечения и за счет скорости самолета и движения в воздушной среде, реактивный двигатель 1 генерирует сильное лобовое сопротивление, которое является силой, противодействующей движению самолета. Для реактивных двигателей со степенью двухконтурности, составляющей 10 или более, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, достаточно высока при уменьшенной мощности реактивного двигателя 1 для замедления самолета в достаточной степени, когда он приземлился. Однако при завершении движения при посадке, когда скорость самолета мала, сила торможения, относящаяся к лобовому сопротивлению, также мала. Кроме того, в этом случае вентилятор продолжает создавать тягу, которая, даже при работе с низкой мощностью, слишком высока для остановки самолета.

В этом случае вступает в действие отключение воздушного потока второго контура. Заслонки 13 поднимаются, то есть отверстия 12 открываются, давая возможность воздушному потоку второго контура выходить через отверстия 12. Таким образом, тяга реактивного двигателя 1 уменьшается. При этом панели 17 поворачиваются вокруг своих осей 17' таким образом, что они устанавливаются поперек вала 5 реактивного двигателя, как показано на фиг.3, и перекрывают выхлопное сопло второго контура.

На практике можно не ждать замедления движения самолета для получения преимущества торможения реактивным двигателем 1. В этом случае заслонки 13 поднимают, и панели 17 поворачивают в перекрывающее положение, как только шасси самолета касаются земли.

В этой конфигурации тяга воздушного потока второго контура устраняется или, по меньшей мере, значительно уменьшается, поскольку воздушный поток, блокированный панелями 17, свободно выходит через отверстия 12, расположенные непосредственно перед последними, как показано стрелкой 20 на фиг.2. Таким образом осуществляется отведение вовлеченного воздушного потока. Тяга не создается. Остаточная тяга реактивного двигателя 1 полностью или, по меньшей мере, в значительной степени уменьшается до тяги только оставшегося воздушного потока первого контура. Кроме того, поскольку реактивный двигатель работает с низкой мощностью, нагрузки на панели 17 невелики; панели поворачивают только когда заслонки 13 открыты. Кроме того, нагрузки хорошо передаются, поскольку отверстия 12 и панели 17 расположены вблизи кронштейнов 11, которые являются частью неподвижной конструкции реактивного двигателя 1. В обычном случае отверстия 12 имеют отводящую площадь (площадь, определенную на внутренней стенке гондолы 9), представляющую приблизительно 10% площади сечения выхлопного сопла для потока второго контура на абсциссе отверстий 12 или, по меньшей мере, достаточную площадь поверхности для создания неограниченного воздушного потока второго контура от вентилятора, работающего с низкой мощностью.

В дополнение к отводу воздушного потока второго контура через отверстия 12 и уменьшению тяги воздушного потока второго контура заслонки 13, когда они выступают в поперечном направлении относительно вала 5 реактивного двигателя 1, выполняют функцию аэродинамического тормоза и, таким образом, способствуют дополнительному торможению самолета.

Как можно видеть на фиг.3, между панелями 17 могут существовать проходы 21 для протекания воздуха. Эти проходы 21 для протечки воздуха должны быть как можно меньшими и, таким образом, не причиняющими ущерб, поскольку канал, образованный выхлопным соплом второго контура 10, в значительной степени перекрыт, и воздушный поток имеет небольшую или не имеет тенденции прорываться через проходы 21 для протекания, поскольку отверстия 12 расположены непосредственно перед последними. Кроме того, остаточная тяга воздушного потока первого контура при работе с низкой мощностью недостаточна для затруднения торможения самолета.

Таким образом, при помощи реактивного двигателя 1 согласно изобретению можно обеспечивать торможение самолета с использованием силы лобового сопротивления, создаваемой передней поверхностью, образованной вентилятором 2. Отверстия 12 открывают и панели 17 поворачивают в определенное время при торможении для максимального уменьшения остаточной тяги, относящейся к работе вентилятора 2 с малой мощностью. Работа обеспечивается почти без каких-либо ограничений, поскольку тяга не создается, когда воздух свободно выходит через отверстия 12. Нельзя отрицать, что на панели 17, блокирующие воздушный поток второго контура и выталкивающие его к отверстиям 12, и на заслонки 13, которые выполняют функцию аэродинамического тормоза, воздействуют небольшие нагрузки, но они пренебрежимы по сравнению с нагрузками, которые могли бы создаваться устройством для реверсирования тяги. Наконец, весь процесс торможения производится вентилятором 2, работающим с малой мощностью, что, таким образом, упрощает работу пилота, снижает расход топлива и износ двигателя, поскольку его мощность не повышается в конце процесса, как это происходило в случае с устройствами для реверсирования тяги.

Теперь со ссылками на фиг.4 и 5 будет описан другой вариант выполнения реактивного двигателя другого типа, соответствующего изобретению.

На фиг.4 и 5 показан реактивный двигатель 101 с двойным задним вентилятором 102. Этот вентилятор 102, расположенный в задней части реактивного двигателя 101, обычно содержит два ряда радиальных лопаток 104, 104', причем лопатки 104, 104' одного ряда расположены на одной продольной абсциссе на валу 105 реактивного двигателя 101. Лопатки 104, 104' установленные с возможностью вращения вокруг вала 105 реактивного двигателя, создают воздушный поток второго контура, образующий большую часть тяги реактивного двигателя 101.

Воздушный поток первого контура, который питается от переднего конца реактивного двигателя, последовательно проходит через ступени 106 компрессора, камеру 107 сгорания, ступени 108 турбины и, в частности, через выхлопное сопло 109. Все эти элементы внутреннего контура реактивного двигателя расположены в корпусе 110, ниже названном корпусом 110 внутреннего контура реактивного двигателя.

Вокруг корпуса 110 внутреннего контура реактивного двигателя установлены с возможностью вращения лопатки 104, 104', приводимые во вращение посредством вращения ступеней 108 турбины. Они окружены гондолой 111. Перед лопатками 104, 104' расположены кронштейны 100 для удерживания гондолы 111 и для направления и ориентирования воздуха в сторону вентилятора 102.

Как и в предшествующем случае, гондола 111 после ряда задних лопаток 104' образует выхлопное сопло 110' для потока второго контура для направления воздушного потока второго контура. Это сопло 110' для потока второго контура имеет меньшую протяженность в осевом направлении, чем в предшествующем случае, поскольку лопатки 104, 104' расположены в задней части реактивного двигателя 101. Реактивный двигатель 101 имеет высокую степень двухконтурности, обычно составляющую 10 или более, и большую лобовую поверхность, то есть поверхность, образуемую вентилятором 102 и реактивным двигателем 101, если смотреть спереди на вал 105 реактивного двигателя, таким образом создающую большое лобовое сопротивление.

Гондола 111 содержит расположенное после ряда задних лопаток 104, по меньшей мере, одно отверстие 112, которое может быть закрыто или открыто соответствующим подвижным рычагом 113, далее называемым заслонкой 113. Конец 114 заслонки 113 прикреплен к штифту 115, составляющему единое целое с гондолой 111, который проходит перпендикулярно валу 105 реактивного двигателя 101. Заслонка 113 установлена с возможностью поворота в осевой плоскости вокруг штифта 115. Ее свободный конец 116 выполнен с возможностью вхождения в отверстие 112 и закрывания его, когда заслонка опущена, и для открывания его, когда заслонка поднята, при этом заслонка 113 проходит, по существу, вдоль поперечной плоскости реактивного двигателя 101. Реактивный двигатель 101 здесь содержит два отверстия и две соответствующие диаметрально противоположные заслонки 113.

Реактивный двигатель 101 содержит расположенные после заслонок 113 и, здесь, на выходе сопла 110' для потока второго контура профилированные панели 117, проходящие в радиальном направлении и в основном вдоль оси 117' между корпусом 110 внутреннего контура реактивного двигателя и гондолой 111.

На фиг.4 в пределах панелей 117 показан вид сечения 118 этих элементов в плоскости, поперечной радиальной оси 117', вдоль которой они проходят. Можно видеть, что эти панели 117 профилированы для образования профиля, сравнимого с профилем лопатки, таким образом, обеспечивающего направление, ориентирование и спрямление воздушного потока второго контура, выходящего из сопла 110' для потока второго контура.

Профилированные панели 117 установлены с возможностью поворота вокруг их оси 117'. Таким образом, можно, как и предшествующем варианте, вызывать их поворот на 90° вокруг их оси 117' таким образом, чтобы они проходили поперек вала 105 реактивного двигателя 101.

Работа реактивного двигателя с двойным задним вентилятором, показанного на фиг.4 и 5, при осуществлении способа торможения согласно изобретению подобна по всем пунктам работе реактивного двигателя с одним передним вентилятором.

Как показано на фиг.4, в конфигурации для полета заслонки 113 опущены, то есть отверстия 112 закрыты, и панели 117 ориентированы таким образом, чтобы направлять воздушный поток второго контура, схематически показанный стрелкой 119, в направлении выхода сопла 110' для потока второго контура.

При приземлении самолета вращение реактивного двигателя 101 замедляют для уменьшения его тяги и получения возможности посадки самолета. После приземления, как и в предшествующем варианте, самолет затормаживают при помощи лобового сопротивления, создаваемого вентилятором 102 большого диаметра, который работает с малой мощностью.

В ходе пробега при посадке воздушный поток второго контура отводится. Заслонки 113 поднимают, то есть отверстия 112 открывают, позволяя воздушному потоку второго контура выходить через отверстия 112, и панели 117 затем поворачивают вокруг их оси 117' таким образом, чтобы они проходили поперек вала 105 реактивного двигателя подобно тому, как показано на фиг.3.

В этой конфигурации для торможения тяга воздушным потоком второго контура значительно уменьшена. Воздушный поток второго контура, блокированный панелями 117, свободно выходит через отверстия 112, как показано стрелкой 120 на фиг.5, без создания какой-либо тяги. В обычном случае отверстия имеют отводящую площадь, составляющую приблизительно 10% сечения сопла для потока второго контура по абсциссе отверстий 112. Заслонки 113, развернутые радиально снаружи гондолы 111, также содействуют функции торможения, усиливая силу лобового сопротивления реактивного двигателя и, таким образом, облегчая торможение.

Изобретение было представлено в связи с разными реактивными двигателями двух типов. Очевидно, что оно может быть применимо для любого типа реактивного двигателя, содержащего вентилятор, причем этот вентилятор может быть одиночным, двойным или более, задним, передним, противоположного вращения и т.д. Независимо от типа реактивного двигателя узел, образованный из заслонок 13, 113 и панелей 17, 117, располагают после вентилятора для получения возможности отводить воздушный поток второго контура при приземлении самолета.

Теперь будет описана другая функция панелей 17, 117. Она применяется для реактивных двигателей, степень двухконтурности которых составляет 13 или более. Для реактивного двигателя этого типа между этапом взлета и этапом полета в крейсерском режиме необходимо уменьшать сечение выхлопного сопла второго контура из соображений, относящихся к гидрогазодинамике, хорошо известных специалистам в данной области техники. С этой целью панели 17, 117 могут быть повернуты на несколько градусов для уменьшения сечения сопла второго контура.

Изобретение было представлено в связи с заслонками 13, 113, установленными с возможностью вращения, и панелями 17, 117, установленными с возможностью поворота. Однако могут рассматриваться другие средства, соответственно, для выполнения открывания гондолы в радиальном направлении для обеспечения отвода воздушного потока второго контура без создания тяги, возможно, с выполнением функции аэродинамического тормоза и функции перекрывания сопла 10, 110' второго контура после открывающих средств. Таким образом, заслонки 13, 113 могут быть заменены, например, скользящими панелями, способными закрывать или открывать отверстия 12, 112. Подобным образом поворотные панели 17, 117 могут быть заменены скользящими панелями, расположенными в гондоле 9, 111, которые можно опускать в сопло 10, 110' второго контура, когда решено перекрыть проход для воздушного потока второго контура.

Изобретение было также представлено в связи с отверстиями 12, 112 в гондоле 9, 111 в количестве двух штук, но очевидно, что можно применять одно или более отверстий.

Изобретение также было представлено в связи со способом торможения при посадке самолета. Однако изобретение также применимо для любого другого процесса торможения, например, в ходе прерванного взлета. В этом случае способ может быть некоторым образом модифицирован. Следовательно, если взлет необходимо прервать, обычно требуется предпринять очень быстрые действия. Если решено прервать взлет, мощность реактивного двигателя 1, 101 уменьшают и одновременно открывают заслонки 13, 113. Когда расход воздушного потока второго контура достаточно снижен, поворачивают панели 17, 117' для перекрывания сопла 10, 110' второго контура и направления воздуха через отверстия 12, 112.

Двухконтурный турбовентиляторный двигатель содержит вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в котором циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой. Также двухконтурный турбовентиляторный двигатель содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющие отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания обратной тяги. Радиальные открываемые средства содержат, по меньшей мере, одно отверстие, которое может закрываться или открываться заслонкой. Когда заслонка открывает отверстие, она выполняет функцию аэродинамического тормоза. Изобретение направлено на повышение безопасности при затормаживании самолета. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Двухконтурный турбовентиляторный двигатель, содержащий вентилятор, внутренний контур реактивного двигателя, в которой циркулирует поток первого контура, выхлопное сопло для потока второго контура, окруженное гондолой, отличающийся тем, что он содержит радиальные открываемые средства гондолы, позволяющие отводить, по меньшей мере, часть потока второго контура без создания обратной тяги, при этом радиальные открываемые средства содержат, по меньшей мере, одно отверстие, которое может закрываться или открываться заслонкой.

2. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что когда заслонка открывает отверстие, она выполняет функцию аэродинамического тормоза.

3. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что после радиальных открываемых средств расположены перекрывающие средства для перекрывания выхлопного сопла для потока второго контура.

4. Реактивный двигатель по п.3, отличающийся тем, что перекрывающие средства содержат, по меньшей мере, одну профилированную панель, проходящую вдоль радиальной оси в выхлопном сопле для потока второго контура и установленную с возможностью вращения вокруг своей оси.

5. Реактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что панель профилирована таким образом, чтобы обеспечивать направление, ориентирование и спрямление воздушного потока второго контура в выхлопном сопле для потока второго контура.

6. Реактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что степень двухконтурности составляет 10 или более.