RU2614903C1 - Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine - Google Patents
Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2614903C1 RU2614903C1 RU2015143403A RU2015143403A RU2614903C1 RU 2614903 C1 RU2614903 C1 RU 2614903C1 RU 2015143403 A RU2015143403 A RU 2015143403A RU 2015143403 A RU2015143403 A RU 2015143403A RU 2614903 C1 RU2614903 C1 RU 2614903C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- supersonic
- nozzle
- flaps
- gas turbine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемого сверхзвукового сопла газотурбинного двигателя.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to the construction of an adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому техническому результату к заявленному изобретению является регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя, содержащее корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, причем каждая внешняя створка выполнена в виде полой балки переменной жесткости и закладных кронштейнов - центрального и концевого, снабженного сдвоенным в окружном направлении подшипником скольжения, контактирующим с направляющим пазом коробчатого профиля, открытым с торца у среза сопла и выполненными за одно целое со сверхзвуковой створкой /RU 41088 U1, кл. F02K 1/12, 10.10.2004/.The closest in technical essence and the achieved technical result to the claimed invention is an adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine, comprising a housing, subsonic and external shutters pivotally mounted on it, connected to supersonic shutters, each external shutter made in the form of a hollow beam of variable stiffness and embedded brackets - central and end, equipped with a double circumferential sliding bearing in contact with the guide groove tupal profile, open from the end at the nozzle exit and made in one piece with a supersonic sash / RU 41088 U1, class.
Недостатком известного регулируемого сверхзвукового сопла является увеличение зазора между внешними и сверхзвуковыми створками в окружном направлении на срезе сопла при его раскрытии, что приводит к падению давления в межстворочном пространстве и мотогондоле самолета, и возникновению сил сжатия с внешней стороны и потере ее устойчивости. Это резко снижает надежность двигателя.A disadvantage of the known adjustable supersonic nozzle is an increase in the gap between the external and supersonic flaps in the circumferential direction at the nozzle exit when it opens, which leads to a drop in pressure in the inter-wing space and the engine nacelle, and the emergence of compression forces from the outside and the loss of its stability. This dramatically reduces engine reliability.
Задачей настоящего изобретения является обеспечение минимально возможной щели на срезе сопла на всех режимах работы двигателя и повышение эффективности работы двигателя.The objective of the present invention is to provide the smallest possible gap at the nozzle exit at all engine operating modes and to increase engine efficiency.
Ожидаемый технический результат заключается в улучшении охлаждения двигателя, повышении надежности работы сопла при минимальных щелях (зазорах) между внешними и сверхзвуковыми створками на всех режимах работы двигателя, а также уменьшении нагрузки на мотогондолу объекта.The expected technical result is to improve engine cooling, increase the reliability of the nozzle with minimal gaps (gaps) between external and supersonic flaps at all engine operating modes, as well as reduce the load on the nacelle of the object.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, причем каждая внешняя створка выполнена в виде полой балки переменной жесткости и закладных кронштейнов центрального и концевого, снабженного сдвоенным в окружном направлении подшипником скольжения, контактирующим с направляющим пазом коробчатого профиля, открытым с торца у среза сопла и выполненным за одно целое со сверхзвуковой створкой, по предложению направляющий паз коробчатого профиля выполнен наклонным к полотну сверхзвуковой створки под углом 5-8 градусов с вершиной, направленной к корпусу сопла. На торцевых поверхностях внешних створок на срезе сопла выполнены наклонные козырьки с отверстиями, расположенными вдоль продольных осей створок. Торцевая поверхность коробчатого профиля направляющего паза на срезе сопла выполнена скошенной.The expected technical result is achieved by the fact that the adjustable supersonic nozzle of the gas turbine engine comprises a housing, subsonic and external flaps pivotally mounted on it, connected to supersonic flaps, each external flap made in the form of a hollow beam of variable stiffness and embedded brackets of the central and end, equipped with a double circumferential direction by a sliding bearing in contact with the guide groove of the box-shaped profile, open from the end at the nozzle exit and made in one integrally with supersonic flap on the proposal guide groove of the box profile is formed inclined to the web flaps supersonic angle of 5-8 degrees with the apex pointing to the nozzle body. On the end surfaces of the external flaps, at the nozzle exit, inclined visors are made with holes located along the longitudinal axes of the flaps. The end surface of the box-shaped profile of the guide groove at the nozzle exit is made beveled.
Такое выполнение устройства позволяет увеличить скорость внешнего потока, обтекающего створки, и уменьшить нагрузку на мотогондолу объекта. Вследствие того, что направляющий паз, по которому происходит перемещение, выполнен под углом к полотну сверхзвуковой створки с вершиной угла со стороны критического сечения сопла, то при перемещении ролика происходит уменьшение расстояния между ним и полотном сверхзвуковой створки, вследствие чего не происходит увеличения зазора на срезе сопла между внешними и сверхзвуковыми створками.This embodiment of the device allows you to increase the speed of the external flow around the sash, and reduce the load on the nacelle of the object. Due to the fact that the guide groove along which the movement occurs is made at an angle to the blade of the supersonic sash with the apex of the angle from the side of the nozzle's critical section, when the roller moves, the distance between it and the blade of the supersonic sash decreases, and as a result, the gap at the cut does not increase nozzles between external and supersonic flaps.
На приведенных чертежах показана конструкция регулируемого сверхзвукового сопла.The drawings show the construction of an adjustable supersonic nozzle.
На фиг. 1 показан продольный разрез регулируемого сверхзвукового сопла газотурбинного двигателя.In FIG. 1 shows a longitudinal section through an adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine.
На фиг. 2 показано сечение В-В по коробчатому наклонному пазу сверхзвуковой створки и сдвоенному подшипнику концевого кронштейна внешней створки.In FIG. 2 shows a section BB in the box-shaped inclined groove of a supersonic sash and the double bearing of the end bracket of the outer sash.
На фиг. 3 показан элемент А - место соединения внешней и сверхзвуковой створок.In FIG. Figure 3 shows element A - the junction of the external and supersonic valves.
На фиг. 4 показан вид Д на козырек с отверстиями внешней створки.In FIG. 4 shows a view of D on the visor with the holes of the outer wing.
На фиг. 5 показано взаимное расположение створок сопла в положении «открыто».In FIG. 5 shows the relative position of the nozzle flaps in the open position.
На фиг. 6 показано взаимное расположение створок сопла в положении «закрыто».In FIG. 6 shows the relative position of the nozzle flaps in the closed position.
Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя содержит корпус 1, шарнирно закрепленные на нем дозвуковые 2 и внешние 3 створки, соединенные со сверхзвуковыми створками 4. Каждая внешняя створка 3 выполнена в виде полой балки 5 переменной жесткости с закрепленными на ней закладными кронштейнами - центральным 6 и концевым 7, снабженными сдвоенным 8 в окружном направлении подшипником скольжения 9, контактирующим с направляющими 10 коробчатого профиля 11 с пазом 12, открытого с торца 13 у среза сопла 14, выполненными за одно целое со сверхзвуковой створкой 4. Коробчатый профиль 11 с пазом 12 выполнен наклонным к полотну 15 сверхзвуковой створки 4 под углом 5…8 градусов с вершиной, направленной к корпусу 1 сопла 12. На концевом кронштейне 7 установлен сдвоенный подшипник скольжения 8, который заведен в направляющий паз 9 коробчатого профиля 11 со стороны открытого торца 13. На торцах 16 внешних створок 3 выполнены козырьки 17 под тупыми углами с отверстиями 18 для прохода охлаждающего воздуха из мотогондольного пространства 19. Отверстия 18 выполнены перпендикулярно к поверхностям козырьков 17.The adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine contains a
Регулируемое сверхзвуковое сопло работает следующим образом, обеспечивая все заданные режимы двигателя. На режиме максимальной форсажной тяги (фиг. 5, открытое положение сопла) на малой высоте полета при максимальном критическом диаметре сопла (Дкр.max.) и прикрытом срезе сопла (Дер. сопла прикрыто) угол между внешними 3 и сверхзвуковыми 4 створками уменьшается из-за наклонного паза 12, а концевой кронштейн 7 со сдвоенным подшипником скольжения 9 внешней створки 4, перемещаясь по пазу 12 сверхзвуковой створки 3, занимает крайнее левое положение, при этом сверхзвуковая створка 4 выдвинута вправо относительно козырька 17 внешней створки 3.Adjustable supersonic nozzle operates as follows, providing all specified engine modes. In the maximum afterburner thrust mode (Fig. 5, open nozzle position) at a low flight altitude with a maximum critical nozzle diameter (Dcr.max.) And a closed nozzle cut (Der nozzle covered), the angle between the outer 3 and supersonic 4 shutters decreases beyond the
На режиме максимальной бесфорсажной тяги (фиг. 6) на малой высоте полета при минимальном критическом диаметре сопла (Дкр. min) и прикрытом срезе сопла (Дер. сопла прикрыт.), угол между внешними 3 и сверхзвуковыми 4 створками увеличивается, а концевой кронштейн 7 со сдвоенным подшипником скольжения 9 внешней створки 4, перемещаясь по наклонному пазу 12 сверхзвуковой створки 4, занимает правое положение, при этом козырек 17 внешней створки 3 выдвинут вправо относительно торца сверхзвуковой створки 4. На других режимах работы сопла двойной подшипник скольжения 9, перемещаясь по наклонному пазу 12, будет занимать промежуточные положения.At maximum thrustless mode (Fig. 6) at a low flight altitude with a minimum critical nozzle diameter (Min. Min) and a closed nozzle exit (Der. Nozzle covered.), The angle between the outer 3 and supersonic 4 shutters increases, and the
Таким образом обеспечивается постоянная оптимальная минимальная щель на срезе сопла. При этом в воздух, забираемый в передней части мотогондолы и проходящий в межстворочное пространство сопла, и необходимый для вентилирования, небольшого наддува и охлаждения сверхзвуковых створок, проходит через полую щель и отверстия, выполненные в козырьке на конце внешней створки.This ensures a constant optimal minimum gap at the nozzle exit. At the same time, into the air taken in the front of the engine nacelle and passing into the nozzle space between the vents and necessary for ventilation, small pressurization and cooling of the supersonic flaps, it passes through the hollow gap and holes made in the visor at the end of the outer flap.
Применение изобретения позволяет уменьшить массу сверхзвукового реактивного сопла из-за уменьшения сил сжатия (нагрузок) на внешние створки и мотогондолу самолета, воздействующих с наружной стороны сопла, обеспечивает постоянный расход охлаждающего воздуха в межстворочном пространстве сопла благодаря выполненным отверстиям в козырьках внешних створок.The application of the invention allows to reduce the mass of the supersonic jet nozzle due to the reduction of compression forces (loads) on the outer wings and the engine nacelle acting on the outside of the nozzle, provides a constant flow of cooling air in the inter-wing space of the nozzle due to the holes in the visors of the outer wings.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015143403A RU2614903C1 (en) | 2015-10-13 | 2015-10-13 | Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015143403A RU2614903C1 (en) | 2015-10-13 | 2015-10-13 | Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2614903C1 true RU2614903C1 (en) | 2017-03-30 |
Family
ID=58507181
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015143403A RU2614903C1 (en) | 2015-10-13 | 2015-10-13 | Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2614903C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2773170C1 (en) * | 2021-07-20 | 2022-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3004385A (en) * | 1958-06-25 | 1961-10-17 | Gen Motors Corp | Variable convergent-divergent jet nozzle |
US4245787A (en) * | 1978-12-01 | 1981-01-20 | General Electric Company | Variable area nozzle system |
US5186390A (en) * | 1989-01-16 | 1993-02-16 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Propelling nozzle |
RU41088U1 (en) * | 2004-05-06 | 2004-10-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | ADJUSTABLE SUPERSONIC GAS-TURBINE ENGINE NOZZLE |
RU2445486C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Flat nozzle of jet turbine engine |
RU2455513C1 (en) * | 2010-12-02 | 2012-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Jet nozzle with controlled thrust vector for jet turbine engine |
-
2015
- 2015-10-13 RU RU2015143403A patent/RU2614903C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3004385A (en) * | 1958-06-25 | 1961-10-17 | Gen Motors Corp | Variable convergent-divergent jet nozzle |
US4245787A (en) * | 1978-12-01 | 1981-01-20 | General Electric Company | Variable area nozzle system |
US5186390A (en) * | 1989-01-16 | 1993-02-16 | Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Propelling nozzle |
RU41088U1 (en) * | 2004-05-06 | 2004-10-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | ADJUSTABLE SUPERSONIC GAS-TURBINE ENGINE NOZZLE |
RU2445486C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Flat nozzle of jet turbine engine |
RU2455513C1 (en) * | 2010-12-02 | 2012-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Jet nozzle with controlled thrust vector for jet turbine engine |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2773170C1 (en) * | 2021-07-20 | 2022-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2570740C2 (en) | Flap reverser | |
US6334753B1 (en) | Streamlined bodies with counter-flow fluid injection | |
US9670876B2 (en) | Tandem thrust reverser with sliding rails | |
RU2315887C2 (en) | High by-pass ratio turbojet engine | |
US9410500B2 (en) | Movable cascade turbojet thrust reverser having translatable reverser cowl causing variation in jet nozzle | |
EP2060770B1 (en) | Thrust reverser door | |
CN109113797B (en) | Translational guide vane for air inlet duct of nacelle | |
US8240125B2 (en) | Thrust vectoring system and method | |
US10464659B2 (en) | Vertical stabilizer for an aircraft | |
RU2470173C2 (en) | Door with moving deflector to folding thrust reverser | |
EP3299609B1 (en) | Dual turn thrust reverser cascade systems and methods | |
US20100024387A1 (en) | Aircraft nacelle which includes thrust reverser system and aircraft incorporating at least one such nacelle | |
CN106574573B (en) | Include the notch for avoiding aircraft wing activity slat equipped with the aircraft turbojet engine nacelle of trhrust-reversal device | |
WO2014172016A3 (en) | Pivot door thrust reverser with variable area nozzle | |
RU2009140916A (en) | TURBOREACTIVE ENGINE NONDES EQUIPPED WITH A SINGLE-WING REJECTION SYSTEM | |
EP2987991B1 (en) | Fan nozzle with thrust reversing and variable area function | |
RU2614903C1 (en) | Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine | |
EP3536932A1 (en) | Air intake unit for an engine of an aircraft | |
US11414204B2 (en) | Air intake unit for an aircraft engine | |
US11215141B2 (en) | Jet engine comprising a nacelle equipped with reverser flaps provided with vortex-generating means | |
RU2576400C2 (en) | Locking/unlocking device of thrust reverser, thrust reverser containing such device, and aircraft engine nacelle equipped with such thrust | |
US11052996B2 (en) | Lifting surface | |
US20160076484A1 (en) | Turbojet engine nacelle thrust reverser comprising cascades secured to the mobile cowls | |
RU2674232C1 (en) | Aircraft turbojet engine flat nozzle | |
US8931281B2 (en) | External flap retaining mechanism |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |