RU2614903C1

RU2614903C1 - Adjustable supersonic nozzle of gas turbine engine

Info

Publication number: RU2614903C1
Application number: RU2015143403A
Authority: RU
Inventors: Сергей Николаевич Пырков; Павел Никитович Гусев; Андрей Артурович Сорокин; Александр Валерьевич Демченко; Иван Анатольевич Дамарацкий
Original assignee: Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority date: 2015-10-13
Filing date: 2015-10-13
Publication date: 2017-03-30

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine comprises a housing and subsonic and outer flaps hinged thereon and connected with supersonic flaps. Each external flap is designed as a hollow beam of variable stiffness with embedded brackets, the central and the terminal ones, fixed thereon. The terminal bracket is provided with a sliding bearing, doubled in the circumferential direction, which contacts with the guide groove of the box profile with the butt open at the nozzle outlet, which is formed integrally with the supersonic flap. The guide grooveof the box profile is made inclined to the supersonic flap sheet at an angle of 5…8 degrees with the apex directed to the nozzle housing.

EFFECT: invention allows to improve engine cooling, increase the operation reliability of the nozzle with minimal gaps between the outer and supersonic flaps at all engine operating modes, to reduce the load on the nacelle.

3 cl, 6 dwg

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. F02K 1/12, 10/10/2004 /.

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 housing 1, subsonic 2 and external 3 wings, pivotally mounted on it, connected to supersonic valves 4. Each external valve 3 is made in the form of a hollow beam 5 of variable stiffness with central brackets fixed to it — central 6 and end 7 equipped with a double 8 in the circumferential direction sliding bearing 9 in contact with the guides 10 of the box-shaped profile 11 with a groove 12 open from the end face 13 at the nozzle exit 14, made in one piece with the super vukovoy casement 4. The box-shaped profile 11 with the groove 12 is made inclined to the canvas 15 of the supersonic casement 4 at an angle of 5 ... 8 degrees with the apex directed to the housing 1 of the nozzle 12. A double plain bearing 8 is installed on the end bracket 7, which is inserted into the guide groove 9 box-shaped profile 11 from the side of the open end 13. At the ends 16 of the external flaps 3, visors 17 are made at obtuse angles with holes 18 for the passage of cooling air from the nacelle space 19. The holes 18 are made perpendicular to the visor surfaces s 17.

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 inclined groove 12, and the end bracket 7 with a double plain bearing 9 of the outer wing 4, moving along the groove 12 of the supersonic leaf 3, occupies the extreme left position, while the supersonic leaf 4 is extended to the right relative to the visor 17 of the outer leaf 3.

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 end bracket 7 with a double plain bearing 9 of the outer wing 4, moving along the inclined groove 12 of the supersonic wing 4, takes the right position, while the visor 17 of the outer wing 3 is extended to the right relative to the end face of the supersonic wing 4. In other nozzle operating modes, the double Slides 9, moving along the inclined groove 12, will occupy intermediate positions.

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

1. 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 выполненным за одно целое со сверхзвуковой створкой, отличающееся тем, что направляющий паз коробчатого профиля выполнен наклонным к полотну сверхзвуковой створки под углом 5-8 градусов с вершиной, направленной к корпусу сопла.1. An adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine, comprising a housing, subsonic and external flaps pivotally attached to it, connected to supersonic flaps, each external flap made in the form of a hollow beam of variable stiffness and embedded brackets - a central and an end, equipped with a double bearing in the circumferential direction sliding in contact with the guide groove of the box-shaped profile, open from the end at the nozzle exit and made in one piece with a supersonic sash, characterized it that the 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.

2. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что на торцевых поверхностях внешних створок на срезе сопла выполнены наклонные козырьки с отверстиями, расположенными вдоль продольных осей створок.2. An adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that inclined visors with openings located along the longitudinal axes of the valves are made on the end surfaces of the outer flaps at the nozzle exit.

3. Регулируемое сверхзвуковое сопло газотурбинного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что торцевая поверхность коробчатого профиля направляющего паза на срезе сопла выполнена скошенной.3. An adjustable supersonic nozzle of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that the end surface of the box-shaped profile of the guide groove at the nozzle exit is made beveled.