RU2532682C2 - Гондола с переменным сечением сопла - Google Patents
Гондола с переменным сечением сопла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2532682C2 RU2532682C2 RU2011115146/11A RU2011115146A RU2532682C2 RU 2532682 C2 RU2532682 C2 RU 2532682C2 RU 2011115146/11 A RU2011115146/11 A RU 2011115146/11A RU 2011115146 A RU2011115146 A RU 2011115146A RU 2532682 C2 RU2532682 C2 RU 2532682C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- aerodynamic
- nacelle
- movable
- profile
- Prior art date
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 45
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 claims description 4
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000806 elastomer Substances 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 5
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 4
- 210000005185 central part of the tongue Anatomy 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 2
- 230000004308 accommodation Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 239000013013 elastic material Substances 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 description 1
- 230000000284 resting effect Effects 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
- F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/80—Couplings or connections
- F02K1/805—Sealing devices therefor, e.g. for movable parts of jet pipes or nozzle flaps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/501—Elasticity
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Dairy Products (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, в частности к гондоле турбореактивного двигателя, имеющего переменное сечение сопла. Гондола содержит верхнюю по потоку неподвижную конструкцию, подвижный обтекатель и нижнее по потоку сопло с переменным сечением. Подвижный обтекатель продолжен соплом с переменным сечением и установлен на неподвижной конструкции. Обтекатель имеет возможность перемещения так, чтобы изменять сечение указанного сопла. Гондола содержит обеспечивающий аэродинамическую целостность узел. Узел выполнен между неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем и содержит упругое средство, способное сжиматься и растягиваться между неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем в зависимости от положения обтекателя. Достигается улучшение способности самолета выполнять торможение при посадке. 11 з.п. ф-лы, 17 ил.
Description
Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, имеющей переменное сечение сопла.
Гондола, как правило, имеет трубчатую конструкцию с воздухозаборником, размещенным перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, в которой размещаются средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя и, как правило, заканчивается реактивным соплом, выход которого находится за турбореактивным двигателем.
Современные гондолы предназначены для размещения двухконтурного турбореактивного двигателя, который может посредством лопаток вращающейся крыльчатки создавать горячий воздушный поток (известный также как первичный поток), поступающий от камеры сгорания турбореактивного двигателя, и холодный воздушный поток (вторичный поток), который проходит снаружи турбореактивного двигателя через канал, выполненный между обтекателем турбореактивного двигателя и внутренней стенкой гондолы. Данные два потока воздуха выталкиваются из турбинного двигателя через заднюю часть гондолы.
Назначение реверсора тяги заключается в улучшении способности самолета выполнять торможение при посадке посредством переориентации вперед, по меньшей мере, части тяги, создаваемой турбореактивным двигателем. Во время этого этапа реверсор перекрывает струю холодного потока и направляет ее к передней части гондолы, создавая тем самым обратную тягу, которая объединяется с торможением колес самолета.
Используемые для такой переориентации холодного потока средства варьируются в зависимости от типа реверсора.
Известными являются соединенные с энергосистемой реверсивные механизмы, как показано на фиг.1-3, в которых переориентация воздушного потока осуществляется каскадными лопатками 1, связанными с подвижным обтекателем 2, открывающим и закрывающим лопатки 1, причем перемещение указанного обтекателя 2 происходит по продольной оси, проходящей, по существу, параллельно оси гондолы.
Подвижный обтекатель 2 попеременно перемещается от закрытого положения, показанного на фиг.1, в котором он обеспечивает аэродинамическую целостность гондолы и закрывает каскадные лопатки 1, к открытому положению, в котором он открывает проход в гондоле, предназначенный для проходящего через каскадные лопатки потока, и открывает каскадные лопатки 1.
Помимо функционирования в качестве реверсора тяги данный подвижный обтекатель является частью задней секции и имеет заднюю стенку, образующую реактивное сопло 3, проводящее выталкиваемые воздушные потоки.
Сопло 3 содержит по меньшей мере одну панель 4, установленную с возможностью поворота, причем указанная панель 4 приспособлена для поворота между нормальным положением, показанным на фиг.1, в котором она обеспечивает аэродинамическую целостность гондолы, положением реверсора тяги, в котором она перекрывает канал 5 холодного потока, и положением, показанным на фиг.2, изменяющим сечение сопла 3.
Имеется возможность регулировать степень поворота подвижной панели 4 и либо изменять сечение 3 реактивного сопла, либо обеспечивать реверсирование потока холодного воздуха в канале 5 на обратный поток в зависимости от степени смещения подвижного обтекателя 2.
Таким образом, как показано на фиг.2, для уменьшения сечения 3 реактивного сопла посредством продвижения панели 4 к внутренней части канала 5, мобильный обтекатель 2 необходимо продвинуть вверх по потоку по направлению к неподвижной конструкции 6 гондолы.
Для обеспечения указанного простого поступательного перемещения подвижного обтекателя 2 по направлению вверх и, соответственно, свободного относительного перемещения подвижного обтекателя 2 и верхней неподвижной конструкции 6 гондолы, у места стыка этих двух компонентов выполнено углубление 7.
Однако как подробно изображено на фиг.3, наличие этого углубления 7 создает разрыв аэродинамических линий поверхности гондолы, вызывая ухудшение характеристик двигательной установки гондолы и увеличение энергопотребления самолета.
Одной целью данного изобретения является устранение вышеуказанных недостатков.
С этой целью в данном изобретении предлагается гондола, которая содержит неподвижную конструкцию, сопло с переменным сечением и обтекатель, установленный на указанной неподвижной конструкции с возможностью перемещения, в частности, по ходу движения так, чтобы изменять сечение указанного сопла, отличающаяся тем, что данная гондола дополнительно содержит обеспечивающий аэродинамическую целостность узел, выполненный между неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем, причем указанный узел содержит упругие средства, способные сжиматься между неподвижной конструкцией и указанным подвижным обтекателем, когда обтекатель находится в верхнем участке его хода движения, и способные растягиваться, когда обтекатель находится в нижнем участке его хода движения, чтобы обеспечить аэродинамическую целостность линий между указанной неподвижной конструкцией и указанным подвижным обтекателем.
Данное изобретение обеспечивает преимущество, обусловленное смещением разрыва аэродинамических линий в направляющий канал между верхней неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем с одновременным обеспечением свободного перемещения между этими двумя компонентами, в частности, перемещения подвижного обтекателя 30 по направлению к верхней по потоку части гондолы для изменения сечения сопла.
В соответствии с конкретными вариантами выполнения данного изобретения предлагаемое устройство может обладать одним или несколькими следующими свойствами, рассмотренными обособленно или в технически возможных сочетаниях:
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел содержит упругий профиль из материала типа эластомера;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел содержит жесткий профиль, способный к упругой деформации;
данный профиль выполнен из проволочной пружины, пластинчатой пружины или по типу сильфона;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел содержит недеформируемый жесткий профиль, связанный с упругим возвратным средством;
данный профиль выполнен в виде одной детали или нескольких секторов, или частей, которые должны быть смонтированы вместе;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел способен обеспечивать аэродинамическую целостность наружных линий между верхней неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел способен обеспечивать аэродинамическую целостность внутренних линий между неподвижной конструкцией и подвижным обтекателем;
к верхнему по потоку концу подвижного обтекателя может быть прикреплен задник;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность элемент выполнен за одно целое с неподвижной конструкцией;
обеспечивающий аэродинамическую непрерывность элемент выполнен за одно целое с подвижным обтекателем;
данная гондола содержит нижнюю секцию, снабженную средством реверсирования тяги.
Другие свойства, цели и преимущества данного изобретения будут понятны из последующего подробного описания в соответствии с вариантами выполнения, приведенными в качестве неограничительных примеров, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 и 2 представляют собой схематические иллюстрации продольного разреза устройства реверсирования тяги предшествующего уровня техники, содержащего подвижные панели, соответственно, в нормальном положении сопла и в закрытом положении сопла;
фиг.3 представляет собой детальное изображение вида, показанного на фиг.1, стыка между подвижным обтекателем и верхней неподвижной конструкцией устройства реверсора тяги;
фиг.4 представляет собой схематический вид продольного разреза устройства реверсирования тяги, содержащего обеспечивающий аэродинамическую целостность узел в соответствии с первым вариантом выполнения данного изобретения;
фиг.5-8 представляют собой детальные изображения видов, показанных на фиг.4, стыка между подвижным обтекателем и верхней неподвижной конструкцией устройства реверсирования тяги, соответственно, перед перемещением подвижного обтекателя вверх по потоку и после него;
фиг.9 представляет собой схематический вид продольного разреза устройства реверсирования тяги, содержащего обеспечивающий аэродинамическую целостность узел в соответствии со вторым вариантом выполнения данного изобретения;
фиг.10-13 представляют собой детальные изображения видов, показанных на фиг.9, стыка между подвижным обтекателем и верхней неподвижной конструкцией устройства реверсирования тяги, соответственно, перед перемещением подвижного обтекателя вверх по потоку и после него;
фиг.14 и 15 представляют собой схематические виды продольного разреза устройства реверсирования тяги, содержащего обеспечивающий аэродинамическую целостность узел в соответствии с третьим вариантом выполнения данного изобретения, соответственно, перед перемещением подвижного обтекателя вверх по потоку и после него;
фиг.16 и 17 представляют собой схематические виды продольного разреза устройства реверсирования тяги, содержащего обеспечивающий аэродинамическую целостность узел в соответствии с четвертым вариантом выполнения данного изобретения, соответственно, перед перемещением подвижного обтекателя вверх по потоку и после него.
Гондола, обычно, имеет конструкцию, содержащую верхнюю секцию, образующую воздухозаборник, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, охватывающую турбореактивный двигатель.
В соответствии с фиг.4 нижняя по потоку секция содержит наружную конструкцию 10, содержащую устройство реверсирования тяги и внутреннюю конструкцию обтекателя двигателя (не показана), определяющую вместе с наружной конструкцией 10 границы канала (не показан), в котором циркулирует холодный поток, для случая гондолы с двухконтурным турбореактивным двигателем, рассматриваемой в данном документе.
Нижняя по потоку секция также содержит верхнюю по потоку неподвижную конструкцию 20, содержащую переднюю раму 21, причем указанную конструкцию 20 продолжают подвижный обтекатель 30 реверсора тяги и секция реактивного сопла (не показана).
Подвижный обтекатель 30 реверсора тяги приводится в перемещение, по существу, в продольном направлении гондолы между закрытым положением, в котором он закрывает каскадные лопатки 31, и открытым положением, в котором он отнесен от передней рамы 21 с открытием прохода в гондоле за счет открытия каскадных лопаток, направляющих воздушный поток.
Кроме того, секция реактивного сопла, в выдвинутом состоянии обтекателя 30, содержит ряд подвижных панелей, установленных с возможностью вращения у нижнего по потоку конца обтекателя 30 и распределенных по периферии секции реактивного сопла.
Каждая подвижная панель приспособлена к повороту с обеспечением многопозиционных положений, т.е. нормального положения, в котором она обеспечивает аэродинамическую целостность гондолы, положения реверсора тяги, в котором она перекрывает канал холодного воздуха и возвращает указанный воздух к каскадным лопаткам 31, обеспечивающим переориентацию потока и, соответственно, струю обратного хода, и положений, в которых она обеспечивает возможность изменять сечение сопла.
Именно степенью перемещения обтекателя 30 вверх по потоку и вниз по потоку можно регулировать степень поворота подвижных панелей и, соответственно, изменять работу секции реактивного сопла так, чтобы создавать либо прямую струю, либо обратным движением потока холодного воздуха в канале создавать обратную струю.
Для того чтобы обеспечить перемещение обтекателя 30 в верхнем по потоку направлении к передней раме 21 с целью изменения сечения сопла, между передней рамой 21 и обтекателем 30 на наружной стороне гондолы и внутренней поверхности передней рамы 21 могут быть выполнены углубления 50, 51.
В соответствии с данным изобретением обеспечивающий аэродинамическую целостность узел 40 расположен у стыка передней рамы 21 и обтекателя 30 с вмещением в углубление (углубления) 50, 51.
Узел 40 содержит упругие средства, способные к сжатию между передней рамой 21 и обтекателем 30, когда обтекатель расположен в верхнем по потоку участке его хода движения, создавая возможность для изменения сечения сопла, и способные к расширению, когда обтекатель расположен в нижнем по потоку участке его хода движения, чтобы обеспечить аэродинамическую целостность линий между передней рамой 21 и обтекателем 30.
Более точно, обеспечивающий аэродинамическую целостность узел 40 встраивается в аэродинамический профиль гондолы, занимая несколько положений, а именно - растянутое положение, когда обтекатель 30 находится в положении, в котором сечение сопла не изменяется, положение, в котором предполагается, что данный узел заполняет пространство между нижним концом передней рамы 21 и верхним концом обтекателя 30 для обеспечения аэродинамической целостности линий нижней по потоку секции, т.е. аэродинамические линии передней рамы 21 и обтекателя 30 не имеют скачкообразных изменений, и
сжатое положение, в котором данный узел допускает перемещение обтекателя 30 вверх по потоку с изменением сечения сопла и одновременным его закрытием во время постепенного продвижения обтекателя в направлении вверх по потоку.
Преимущественно наличие обеспечивающего аэродинамическую целостность элемента 40 создает возможность для смещения разрыва аэродинамической линии в направляющий канал с одновременным перемещением обтекателя 30 в направлении к верхней части гондолы для изменения сечения сопла.
Такое решение исключает ухудшение характеристик гондолы в направляющем канале.
Предпочтительно обеспечивающий аэродинамическую целостность элемент 40 может быть расположен у стыка передней рамы 21 и обтекателя 30 с наружной стороны гондолы и/или стороны канала холодного воздуха, обеспечивая тем самым целостность наружных аэродинамических линий между этими двумя элементами, как будет изложено в дальнейшем со ссылкой на различные чертежи.
В первом варианте выполнения, показанном на фиг.4-6, элемент 40 имеет форму упругого профиля 41, обеспечивающего целостность наружной аэродинамической линии гондолы.
Этот профиль 41, соответственно, принимает форму и размеры, подходящие для заполнения пространства между нижним по потоку концом передней рамы 21 и верхним по потоку свободным концом обтекателя 30, когда обтекатель 30 находится в положении, в котором сечение сопла не изменяется.
Этот профиль 41 может иметь нижний по потоку конец, принимающий форму обшивки вместе с верхним по потоку концом обтекателя 30, для поддержания по возможности наименьшего изменения аэродинамического профиля.
Преимущественно элемент 40 является достаточно упругим для того, чтобы деформироваться при вхождении в контакт с верхним по потоку концом обтекателя 30, когда последний перемещается поступательно в направлении вверх по потоку к передней раме 21, обеспечивая поворот подвижных панелей сопла, а затем восстанавливать нейтральное положение и форму после отведения обтекателя 30 вниз по потоку.
В одном неограничительном примере профиль 41, по существу, имеет L-образную форму.
С одной стороны он имеет верхний по потоку конец, прикрепляемый к передней раме 21 и имеющий форму, дополняющую нижний по потоку конец передней рамы 21 а, с другой стороны, имеет форму, дополняющую верхний по потоку конец обтекателя 30.
Поскольку обтекатель 30 имеет у верхнего свободного конца выступ 32, проходящий вдоль продольной оси гондолы, то верхний по потоку конец профиля, определяемый углублением L, обеспечивает пространство, необходимое для вмещения выступа обтекателя 30.
Таким образом, за счет профиля 41, расположенного между передней рамой 21 и обтекателем 30, соответственно, сглаживаются наружные аэродинамические линии гондолы.
Во время перемещения обтекатель 30 стремится войти в контакт с передней рамой 21, деформируя во время прохода профиль 41, который вмещается под обтекатель 30.
В одном альтернативном варианте выполнения структура профиля 41 может быть упрочнена волокнами. Упрочнение также может быть выполнено введением элементов жесткости в определенные участки профиля 41, которые не должны деформироваться.
В еще одном альтернативном варианте выполнения к профилю 41 может быть добавлен упругий элемент для обеспечения восстановления его исходной формы после отведения обтекателя 30 в направлении к нижней части гондолы.
В последнем варианте выполнения к верхнему по потоку концу обтекателя 30 может быть прикреплен задник 33 соответствующей формы для улучшения контактного стыка с элементом 40 и, соответственно, для обеспечения регулируемой контактной зоны.
В соответствии с фиг.7 и 8 элемент 40 может обеспечивать целостность внутренних аэродинамических линий гондолы на стороне канала холодного воздуха.
В одном неограничительном примере данного изобретения указанный обеспечивающий аэродинамическую целостность элемент 40 может принимать форму язычка 42, вмещающегося в углубление 51, выполненное на внутренней поверхности передней рамы 21 и, более точно, на направляющей конструкции воздушного потока на этапе реверсирования.
Длинный линейный язычок 42 содержит два противоположных конца, опирающиеся на внутреннюю поверхность передней панели 21, и центральную часть, обращенную к верхнему по потоку концу обтекателя 30.
Центральная часть язычка 42 имеет изогнутую секцию, кривизна которой определена так, чтобы обеспечить целостность внутренней аэродинамической линии внутренней поверхности передней рамы 21.
Во время перемещения обтекателя 30 в направлении вверх по потоку к передней раме 21 для изменения сечения сопла верхний по потоку конец обтекателя 30 внедряется в центральную часть язычка 42 и деформирует ее. После отведения обтекателя 30 в направлении к нижней части гондолы язычок 42 восстанавливает свою первоначальную форму.
В одном альтернативном варианте выполнения задник 34 соответствующей формы может быть прикреплен к верхнему по потоку концу обтекателя 30, как показано на фиг.4-6.
Во втором альтернативном варианте выполнения центральная часть язычка может быть выполнена посредством сдвоенной перегородки для усиления элемента 40. Таким образом, центральную часть, показанную на фиг.7 и 8, прикрепляют к Т-образной внутренней стенке, в которой стержень Т-образной формы образует вторую стенку сдвоенной перегородки.
Во втором варианте выполнения, показанном на фиг.9-13, 16 и 17, обеспечивающий аэродинамическую целостность узел 40 содержит жесткий профиль 43, способный к упругой деформации и обеспечивающий целостность наружной и внутренней аэродинамических линий гондолы.
Как показано на фиг.10-11, профиль 43 может иметь форму проволочной пружины.
В одном неограничительном примере данного изобретения профиль 43 имеет, по существу, J-образную форму, вогнутая поверхность которой обращена к передней раме 21.
Более точно, данный профиль имеет нижний по потоку конец, согнутый и прикрепленный к передней раме 21, причем указанный конец проходит посредством переходной части, обеспечивающей изгиб профиля 43, сам профиль проходит посредством прямолинейного верхнего по потоку конца, прикрепленного к наружной поверхности передней рамы 21, без внезапных скачкообразных изменений с ней.
Когда обтекатель 30 находится в положении, в котором сечение сопла не изменяется, то верхний по потоку конец обтекателя 30 вмещается в переходную часть так, что передняя рама 21, элемент 40 и подвижный обтекатель не имеют скачкообразного изменения на наружной поверхности гондолы.
Во время перемещения обтекателя 30 в направлении вверх по потоку к передней раме 21 верхний по потоку конец обтекателя 30 примыкает к переходной части профиля 43, изгибая ее и тем самым освобождая проход для продвижения верхнего по потоку конца обтекателя 30 к передней раме 21.
Место изгиба преимущественно может быть расположено ниже по потоку от его конструкции, как показано на фиг.9-11. Кроме того, место изгиба может быть изменено на противоположное, но для этого потребуется большее смещение для обеспечения выпускного отверстия.
Профиль 43 может быть выполнен из металлического или композиционного материала, обладающего упругими свойствами, обеспечивающими изгиб части его конструкции.
Кроме того, поскольку перемещение вверх по потоку подвижного обтекателя 30 создает уменьшение наружного диаметра профиля 43, то необходимо обеспечить пазы, которые проходят от верхнего по потоку конца профиля к изогнутому участку для обеспечения его деформации.
Помимо этого, чтобы не ухудшать аэродинамические характеристики гондолы указанными пазами, они могут быть заполнены упругим материалом типа эластомера.
Как показано на фиг.12 и 13, профиль 44 может иметь форму пружины пластинчатого типа, обеспечивающую целостность внутренних аэродинамических линий гондолы на стороне канала холодного потока.
Указанный профиль 44 принимает форму, аналогичную форме, уже рассмотренной со ссылкой на фиг.7 и 8.
Однако в этом варианте выполнения профиль 44 является жестким с возможностью упругой деформации.
Таким образом, как показано на фиг.13, во время перемещения обтекателя 30 в направлении вверх по потоку к передней раме 21 для изменения сечения сопла, верхний по потоку конец обтекателя 30 примыкает к профилю 44, который изгибается к внутренней части передней рамы 21 для того, чтобы не создавать аэродинамические разрывы.
Более точно, свободный конец профиля 44, не прикрепленный на внутренней поверхности передней рамы 21, проходит с наклоном к внутренней части передней рамы для обеспечения указанного изгиба.
Неподвижный участок, обеспечивающий соединение с рамой профиля 44, может быть расположен в нижней или верхней части относительно углубления 51.
После отведения обтекателя 30 по направлению к нижней части гондолы профиль 44 восстанавливает свое исходное положение.
Как и в других рассмотренных вариантах выполнения, к верхнему по потоку концу обтекателя 30 может быть прикреплен задник 34.
Кроме того, в соответствии с фиг.16 и 17, другой вариант профиля обеспечивает целостность наружных и внутренних аэродинамических линий гондолы, соответственно, в виде сильфона 45 и 46.
Эти сильфоны 45, 46 имеют форму и размеры, как и в других вариантах выполнения, обеспечивающие аэродинамическую целостность между передней рамой 21 и обтекателем 30, когда обтекатель не находится в положении изменения сечения сопла.
Во время перемещения обтекателя 30 в направлении вверх по потоку к передней раме 21, как показано на фиг.17, верхний по потоку конец обтекателя 30 опирается на сильфоны 45, 46, которые сжимаются, освобождая проход для дополнительного продвижения обтекателя к передней раме 21.
После отведения обтекателя 30 каждый сильфон 45, 46 восстанавливает свое исходное положение.
Количество гофров каждого из сильфонов определяется так, чтобы не превышать их предел упругости.
В третьем варианте выполнения, показанном на фиг.14 и 15, узел 40, обеспечивающий целостность наружной и внутренней линий гондолы, содержит недеформируемый жесткий профиль 47, 48, связанный с упругим возвратным средством.
Более точно, он содержит профиль 47, 48, прикрепленный к одному концу элемента пружинного типа, который сам прикреплен противоположным концом к опорной конструкции 49.
Опорная конструкция 49 может быть либо встроена в переднюю раму 21, как показано для наружной поверхности гондолы, либо выполнена независимо от передней рамы 21, но прикреплена к ней, как показано для внутренней поверхности передней рамы 21.
Аналогично другим вариантам выполнения профиль 47, 48 имеет форму и размеры, обеспечивающие его вмещение в углубления 50, 51 между передней рамой 21 и обтекателем 30, а также целостность аэродинамических линий между указанными элементами.
Помимо этого, во время перемещения обтекателя 30 в направлении вверх по потоку к передней раме 21, как показано на фиг.15, передний конец обтекателя 30 примыкает к профилю 47, 46, которые сжимаются благодаря пружине, освобождая проход для продвижения обтекателя 30 к передней раме 21.
Направление перемещения профиля определяется направлением действия контактных напряжений на стыке профиля 47, 48 и верхнего по потоку конца подвижного обтекателя 30.
Во всех предложенных вариантах выполнения рассматриваемый профиль может быть выполнен в виде одной детали или сборочного узла.
Специалистам в данной области техники следует понимать, что в сравнении с гондолами предшествующего уровня техники, гондола, предлагающая сопло, изменяемое на этапах взлета и приземления посредством перемещения подвижного обтекателя из его закрытого положения к верхней по потоку неподвижной конструкции гондолы, в то же время не имеет какого-либо разрыва аэродинамических линий в направляющем канале во время этапа полета.
Естественно, данное изобретение никоим образом не ограничивается только рассмотренными вариантами выполнения гондолы, которые приведены в качестве примеров, но распространяется на все возможные альтернативные варианты.
Таким образом, данное изобретение может использоваться с гондолой, которая не содержит механизмов реверсирования тяги.
Данное изобретение также может использоваться с гондолой, содержащей устройство реверсирования тяги, содержащее выше по потоку закрылки реверсора тяги под каскадными лопатками, и подвижный обтекатель, связанный ниже по потоку от гондолы с подвижными панелями для обеспечения изменения сечения реактивного сопла.
Кроме того, в одном альтернативном варианте выполнения данного изобретения аэродинамическая целостность может быть получена посредством неотъемлемой части подвижного обтекателя, сжимаемой передней рамой во время перемещения указанного обтекателя в направлении верхней части гондолы.
Claims (12)
1. Гондола, содержащая верхнюю по потоку неподвижную конструкцию (20), подвижный обтекатель (30), и нижнее по потоку сопло с переменным сечением, причем указанный подвижный обтекатель (30) продолжен на его нижнем по потоку конце указанным соплом с переменным сечением, причем указанный обтекатель (30) установлен на указанной неподвижной конструкции (20) с возможностью перемещения, в частности, по ходу движения так, чтобы изменять сечение указанного сопла, отличающаяся тем, что указанная гондола дополнительно содержит обеспечивающий аэродинамическую целостность узел (40), выполненный между неподвижной конструкцией (20) и подвижным обтекателем (30), причем указанный узел (40) содержит упругое средство, способное сжиматься между неподвижной конструкцией и указанным подвижным обтекателем, когда обтекатель находится в верхнем по потоку участке его хода движения, и способное растягиваться, когда обтекатель находится в нижнем по потоку участке его хода движения, обеспечивая аэродинамическую целостность линий между указанной неподвижной конструкцией (20) и указанным подвижным обтекателем (30).
2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел (40) содержит упругий профиль (41, 42) из материала типа эластомера.
3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел (40) содержит жесткий профиль (43, 44, 47, 48), способный к упругой деформации.
4. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что указанный профиль выполнен из проволочной пружины, пластинчатой пружины или по типу сильфона.
5. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел (40) содержит недеформируемый жесткий профиль (47, 48), связанный с упругими возвратными средствами.
6. Гондола по любому из пп.2-5, отличающаяся тем, что указанный профиль (41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48) выполнен в виде одной детали или представляет собой сборку из нескольких деталей или секций.
7. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел (40) обеспечивает аэродинамическую целостность наружных линий между верхней неподвижной (20) конструкцией и подвижным обтекателем (30).
8. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность узел (40) обеспечивает аэродинамическую целостность внутренних линий между неподвижной конструкцией (20) и подвижным обтекателем (30).
9. Гондола по любому из пп.1-5 или 7-8, отличающаяся тем, что верхний по потоку конец подвижного обтекателя (30) выполнен с возможностью присоединения к нему задника (33, 34).
10. Гондола по любому из пп.1-5 или 7-8, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность элемент (40) выполнен как неотъемлемая часть неподвижной конструкции (20).
11. Гондола по любому из пп.1-5 или 7-8, отличающаяся тем, что обеспечивающий аэродинамическую непрерывность элемент (40) выполнен как неотъемлемая часть подвижного обтекателя (30).
12. Гондола по любому из пп.1-5 или 7-8, отличающаяся тем, что она содержит нижнюю по потоку секцию, снабженную средством реверсирования тяги.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0805243A FR2936222B1 (fr) | 2008-09-24 | 2008-09-24 | Nacelle a section de tuyere variable |
FR08/05243 | 2008-09-24 | ||
PCT/FR2009/000861 WO2010034893A1 (fr) | 2008-09-24 | 2009-07-10 | Nacelle à section de tuyère variable |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011115146A RU2011115146A (ru) | 2012-10-27 |
RU2532682C2 true RU2532682C2 (ru) | 2014-11-10 |
Family
ID=40614873
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011115146/11A RU2532682C2 (ru) | 2008-09-24 | 2009-07-10 | Гондола с переменным сечением сопла |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8919667B2 (ru) |
EP (1) | EP2326555A1 (ru) |
CN (1) | CN102131705B (ru) |
BR (1) | BRPI0917696A2 (ru) |
CA (1) | CA2734417A1 (ru) |
CO (1) | CO6361863A2 (ru) |
FR (1) | FR2936222B1 (ru) |
RU (1) | RU2532682C2 (ru) |
WO (1) | WO2010034893A1 (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2962492B1 (fr) * | 2010-07-07 | 2012-08-03 | Aircelle Sa | Dispositif d'inversion de poussee avec jonction aerodynamique de cadre avant |
FR2966434B1 (fr) * | 2010-10-21 | 2013-05-31 | Sagem Defense Securite | Systeme d'actionnement pour un ensemble de propulsion d'un avion |
GB201117824D0 (en) * | 2011-10-17 | 2011-11-30 | Rolls Royce Plc | Variable area nozzle for gas turbine engine |
US9103298B2 (en) * | 2011-12-29 | 2015-08-11 | Rohr, Inc. | Seal for a variable area fan nozzle |
FR3008071B1 (fr) | 2013-07-04 | 2017-07-28 | Aircelle Sa | Nacelle de turboreacteur a tuyere variable |
US9765729B2 (en) * | 2013-10-17 | 2017-09-19 | Rohr, Inc. | Thrust reverser fan ramp with blocker door pocket |
US9856742B2 (en) * | 2015-03-13 | 2018-01-02 | Rohr, Inc. | Sealing system for variable area fan nozzle |
US10184426B2 (en) * | 2015-06-22 | 2019-01-22 | Rohr, Inc. | Thrust reverser with forward positioned blocker doors |
FR3087751B1 (fr) * | 2018-10-25 | 2022-03-25 | Safran Nacelles | Piece de lissage aerodynamique pour nacelle d’ensemble propulsif d’aeronef et procede d’assemblage s’y rapportant |
US11802523B2 (en) * | 2020-12-12 | 2023-10-31 | Rohr, Inc. | Multi-lobed bullnose ramp |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0488453A1 (fr) * | 1990-11-28 | 1992-06-03 | Conception Aeronautique Du Sud Ouest | Tuyère d'éjection variable pour moteur à réaction |
US5778459A (en) * | 1997-02-10 | 1998-07-14 | Guerin; Phillip M. | Method and apparatus for injecting chemicals into the water of a toilet bowl |
RU2237184C2 (ru) * | 2002-10-10 | 2004-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Реверсивное устройство наружного контура турбореактивного двухконтурного двигателя |
RU2276280C1 (ru) * | 2004-10-28 | 2006-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Раздвижное сопло ракетного двигателя |
RU2315887C2 (ru) * | 2005-12-23 | 2008-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности |
FR2902839B1 (fr) * | 2006-06-21 | 2011-09-30 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4278220A (en) * | 1979-03-30 | 1981-07-14 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Thrust reverser for a long duct fan engine |
FR2621082A1 (fr) * | 1987-09-30 | 1989-03-31 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes munies d'une plaque au profil de veine |
FR2638207B1 (fr) * | 1988-10-20 | 1990-11-30 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur, a portes pivotantes equilibrees |
US5778659A (en) * | 1994-10-20 | 1998-07-14 | United Technologies Corporation | Variable area fan exhaust nozzle having mechanically separate sleeve and thrust reverser actuation systems |
US5806302A (en) * | 1996-09-24 | 1998-09-15 | Rohr, Inc. | Variable fan exhaust area nozzle for aircraft gas turbine engine with thrust reverser |
FR2757215B1 (fr) * | 1996-12-12 | 1999-01-22 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes comportant des aubes deflectrices associees a la structure fixe |
FR2758161B1 (fr) * | 1997-01-09 | 1999-02-05 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee a grilles a installation de verin de commande optimisee |
FR2760788B1 (fr) * | 1997-03-13 | 1999-05-07 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee de turboreacteur a portes a structure externe plaquee |
FR2804474B1 (fr) * | 2000-01-27 | 2002-06-28 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee a grilles aubagees de deviation a structure arriere fixe |
GB0025666D0 (en) * | 2000-10-19 | 2000-12-06 | Short Brothers Plc | Aircraft propulsive power unit |
US20080010969A1 (en) * | 2006-07-11 | 2008-01-17 | Thomas Anthony Hauer | Gas turbine engine and method of operating same |
-
2008
- 2008-09-24 FR FR0805243A patent/FR2936222B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2009
- 2009-07-10 CN CN200980132953.0A patent/CN102131705B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2009-07-10 RU RU2011115146/11A patent/RU2532682C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2009-07-10 WO PCT/FR2009/000861 patent/WO2010034893A1/fr active Application Filing
- 2009-07-10 BR BRPI0917696A patent/BRPI0917696A2/pt not_active IP Right Cessation
- 2009-07-10 EP EP09784266A patent/EP2326555A1/fr not_active Withdrawn
- 2009-07-10 US US13/120,703 patent/US8919667B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2009-07-10 CA CA2734417A patent/CA2734417A1/fr not_active Abandoned
-
2011
- 2011-04-15 CO CO11047419A patent/CO6361863A2/es active IP Right Grant
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0488453A1 (fr) * | 1990-11-28 | 1992-06-03 | Conception Aeronautique Du Sud Ouest | Tuyère d'éjection variable pour moteur à réaction |
US5778459A (en) * | 1997-02-10 | 1998-07-14 | Guerin; Phillip M. | Method and apparatus for injecting chemicals into the water of a toilet bowl |
RU2237184C2 (ru) * | 2002-10-10 | 2004-09-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Реверсивное устройство наружного контура турбореактивного двухконтурного двигателя |
RU2276280C1 (ru) * | 2004-10-28 | 2006-05-10 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Раздвижное сопло ракетного двигателя |
RU2315887C2 (ru) * | 2005-12-23 | 2008-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель сверхвысокой степени двухконтурности |
FR2902839B1 (fr) * | 2006-06-21 | 2011-09-30 | Aircelle Sa | Inverseur de poussee formant une tuyere adaptative |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2010034893A1 (fr) | 2010-04-01 |
CN102131705A (zh) | 2011-07-20 |
EP2326555A1 (fr) | 2011-06-01 |
FR2936222A1 (fr) | 2010-03-26 |
BRPI0917696A2 (pt) | 2015-12-01 |
RU2011115146A (ru) | 2012-10-27 |
CN102131705B (zh) | 2014-06-18 |
CA2734417A1 (fr) | 2010-04-01 |
US20110174899A1 (en) | 2011-07-21 |
FR2936222B1 (fr) | 2011-04-01 |
CO6361863A2 (es) | 2012-01-20 |
US8919667B2 (en) | 2014-12-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2532682C2 (ru) | Гондола с переменным сечением сопла | |
US8505307B2 (en) | Translating variable area fan nozzle with split beavertail fairings | |
US9410500B2 (en) | Movable cascade turbojet thrust reverser having translatable reverser cowl causing variation in jet nozzle | |
US8256204B2 (en) | Aircraft engine thrust reverser | |
US7093793B2 (en) | Variable cam exhaust nozzle | |
CA2460598C (en) | Confluent variable exhaust nozzle | |
US9181898B2 (en) | Thrust reverser for a gas turbine engine with moveable doors | |
CN105518280B (zh) | 集成反向推力装置和配备有该装置的飞机发动机吊舱 | |
US4176792A (en) | Variable area exhaust nozzle | |
RU2499904C2 (ru) | Гондола двухконтурного турбореактивного двигателя | |
US6966175B2 (en) | Rotary adjustable exhaust nozzle | |
RU2538348C2 (ru) | Устройство реверса тяги | |
US20090188233A1 (en) | Thrust reverser forming an adaptive nozzle | |
CN102105669B (zh) | 具有活动山形件的用于涡轮喷气发动机舱的噪声消减装置以及相关的发动机舱 | |
EP3244051A1 (en) | Gas turbine engine with thrust reverser assembly and method of operating | |
US20150267643A1 (en) | Thrust reverser with pivoting cascades | |
US11519362B2 (en) | Turbofan comprising a system comprising a screen for closing off the bypass duct | |
US9759087B2 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
CN109563788A (zh) | 反推装置组件 | |
US20190285028A1 (en) | Thrust reverser cascade | |
EP2278147B1 (en) | Translating variable area fan nozzle providing an upstream bypass flow exit | |
US20170089297A1 (en) | Turbojet nacelle provided with a thrust reverser, including cut-outs to avoid the movable slat of an aircraft wing | |
US20160108852A1 (en) | Thrust reverser for a turbojet engine nacelle, comprising cascades partially integrated in the cowls | |
US11885281B2 (en) | Thrust reverser with flaps controlled by a mechanism equipped with aeronautical bellcranks | |
US2874538A (en) | Thrust reverser for jet engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160711 |