Устройство для перекрытия газового потока в корпусе турбореактивного двигателя Российский патент 2018 года по МПК F02K1/70 

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

Известно устройство для реверсирования тяги турбореактивного двигателя, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль центральных участков закрылков и соединенные с последними (GB 1197028 А).

Данное устройство выбрано в качестве прототипа.

Недостатками выбранного устройства являются:

- конструкция данного устройства не приспособлена для восприятия больших нагрузок ввиду отсутствия силовых элементов.

Это приводит к невозможности использования известного устройства в газовом потоке с высоким давлением, что, в свою очередь, сильно ограничивает его область применения.

Кроме того, конструктивное исполнение прототипа не позволяет его использование на участке в ТРД, где отсутствует центральное тело, например затурбинный кок или первый контур (для двухконтурного ТРД), что также ограничивает область применения известной конструкции.

Все вышеперечисленные недостатки устраняются предлагаемым изобретением.

Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного изобретения, является расширение области его применения и повышение его универсальности.

Указанные технические эффекты достигаются тем, что устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль центральных участков закрылков и соединенные с последними, согласно настоящему изобретению содержит силовое кольцо, установленное в корпусе соосно продольной оси двигателя и соединенное с корпусом посредством тяг, силовые стойки, установленные по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенные с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом 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.

Возможность использования устройства для перекрытия газового потока с высоким давлением достигается за счет наличия за каждым закрылком силовой стойки, воспринимающей нагрузку. Поток давит на каждый из закрылков по обе стороны силовой стойки, нагрузка передается на силовые стойки, затем на силовое кольцо, затем посредством тяг - на силовой корпус. Таким образом, вся нагрузка равномерно распределяется на силовом корпусе, при этом на каждый из закрылков приходится небольшая часть нагрузки, благодаря чему нет необходимости в массивных силовых элементах для восприятия больших нагрузок, что, в свою очередь, позволяет использовать данное устройство для перекрытия газового потока с высоким давлением, незначительно изменяя при этом массу конструкции.

Кроме того, конструктивное исполнение устройства в виде силового кольца с закрылками позволяет устанавливать его как в местах с центральным телом (первый контур, затурбинный кок и т.д.), так и в местах без центрального тела.

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 заявленного устройства оно 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 фиг. 1 представлено устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, продольный разрез.

На фиг. 2 представлено устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, поперечный разрез (вид по направлению газового потока).

На фиг. 3 представлен закрылок устройства для перекрытия газового потока в корпусе ТРД в положении «открыто». Стрелками указано направление движения газового потока.

На фиг. 4 представлен общий вид устройства для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, установленного на коке, в положении «открыто», тяги не показаны (вид против направления газового потока).

На фиг. 5 представлен закрылок устройства для перекрытия газового потока в корпусе ТРД в положении «закрыто». Стрелками указано направление движения газового потока.

На фиг. 6 представлен общий вид устройства для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, установленного на коке, в положении «закрыто», тяги не показаны (вид против направления газового потока).

На фиг. 7 представлено силовое кольцо с элементом аэродинамического профиля и закрылками в положении «открыто», общий вид (вид по направлению газового потока).

Устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД содержит закрылки 1, установленные по окружности в корпусе 2, соединенные с последним цапфами 3 через пары трения, радиальные оси 4, установленные вдоль центральных участков закрылков 1 и соединенные с последними, силовое кольцо 5, установленное в корпусе 2 соосно продольной оси двигателя и соединенное с корпусом 2 посредством тяг 6 и 7.

Причем в местах соединений тяг 6 и 7 с корпусом 2 и силовым кольцом 5 установлены шарниры 8 и 9 соответственно.

Устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД также содержит силовые стойки 10, установленные по направлению газового потока за радиальными осями 4 и жестко соединенные с последними, например, посредством сварки, причем противолежащие концы силовых стоек 10 установлены в корпус 2 посредством «пальцев» 11, а в силовое кольцо 5 - посредством шарнирного соединения 12.

Любой из закрылков 1 с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой 10 образуют единый аэродинамический профиль, кроме того, закрылки 1 выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей 4, например, посредством гидравлического привода 13 через пары трения и цапфы 3.

В случае установки устройства для перекрытия газового потока в корпусе ТРД в газовом потоке без центрального тела оно дополнительно содержит элемент, имеющий аэродинамический профиль (фиг. 7), перекрывающий силовое кольцо 5 и жестко закрепленный на нем, например, посредством сварки.

При помощи гидравлического привода 13 и цапф 3 закрылки 1 поворачиваются в окружном направлении относительно радиальных осей 4 на 90°, перекрывая газовый поток. При этом нагрузка, создаваемая потоком, через радиальные оси 4 передается на силовые стойки 10. Далее с одного конца силовых стоек 10 усилие через «пальцы» 11 передается на корпус 2, а с противолежащего конца - через шарнирное соединение 12 на силовое кольцо 5. Далее с силового кольца 5 усилие через шарниры 9 передается на тяги 6 и 7, затем через шарниры 8 - на корпус 2, причем тяги 6 передают на корпус 2 продольные усилия, а тяги 7 - крутящий момент, создаваемый газовым потоком при повороте закрылков 1. Таким образом, все нагрузки равномерно распределяются на корпусе 2 ТРД.

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам турбореактивного двигателя (далее ТРД). Устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль центральных участков закрылков и соединенные с последними, согласно настоящему изобретению содержит силовое кольцо, установленное в корпусе соосно продольной оси двигателя и соединенное с корпусом посредством тяг, силовые стойки, установленные по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенные с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом 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. Таким образом, вся нагрузка равномерно распределяется на силовом корпусе, при этом на каждый из закрылков приходится небольшая часть нагрузки, благодаря чему нет необходимости в массивных силовых элементах для восприятия больших нагрузок, что, в свою очередь, позволяет использовать данное устройство для перекрытия газового потока с высоким давлением, незначительно изменяя при этом массу конструкции. Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного изобретения, является расширение области его применения и повышение его универсальности. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Устройство для перекрытия газового потока в корпусе турбореактивного двигателя, содержащее закрылки, установленные по окружности в корпусе, радиальные оси, установленные вдоль центральных участков закрылков и соединенные с последними, отличающееся тем, что содержит силовое кольцо, установленное в корпусе соосно продольной оси двигателя и соединенное с корпусом посредством тяг, силовые стойки, установленные по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенные с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом 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.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в местах соединений тяг с корпусом и силовым кольцом установлены шарниры.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что силовые стойки соединены с корпусом посредством разъемного соединения, а с силовым кольцом - посредством шарнирного соединения.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что содержит элемент, имеющий аэродинамический профиль, перекрывающий внутренний диаметр силового кольца и жестко закрепленный на последнем.