RU2716651C2 - Double-flow turbojet engine nozzles system - Google Patents
Double-flow turbojet engine nozzles system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2716651C2 RU2716651C2 RU2018111515A RU2018111515A RU2716651C2 RU 2716651 C2 RU2716651 C2 RU 2716651C2 RU 2018111515 A RU2018111515 A RU 2018111515A RU 2018111515 A RU2018111515 A RU 2018111515A RU 2716651 C2 RU2716651 C2 RU 2716651C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- nozzles
- cold
- aircraft
- channel
- Prior art date
Links
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
- F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
- F02K1/006—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector within one plane only
-
- 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
- F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел двухконтурных турбореактивных двигателей (ТРДЦ).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, and in particular to the design of nozzles of dual-circuit turbojet engines (turbojet engines).
Подобный переход формы сечений от полукольца за вентилятором ТРДЦ к прямоугольному сечению сопел по сторонам от сопла горячего внутреннего контура описан в патенте US 3137131A, где три сопла образуют вертикальную щель с целью снижения шума на местности от работающего двигателя. Переход формы сечения струи от круглой или кольцевой на выходе из ТРД к прямоугольной, вписанной в заднюю кромку крыла или оперения, заканчивающейся плоским регулируемым по площади и направлению выхода струи газов соплом, с целью совмещения функций газодинамического и аэродинамического органов управления и снижения сопротивления хвостовой части самолета защищен множеством патентов, однако сочетание круглого сопла горячего внутреннего контура с плоскими, расположенными вдоль задней кромки крыла или оперения и оснащенными средствами управления скоростью и направлением потока створками сопел внешнего холодного контура ТРДЦ, автору не известно и является предметом данного изобретения. Известно плоское сопло ТРД, содержащее коллектор, разделяющий поток газов на два полусопла, и средства регулировки величины и направления потока (см. патент РФ №2443891, кл. F02K 1/40, опубл. в 2012 г.), являющееся ближайшим аналогом данной заявки по заявляемым целям.A similar transition of the cross-sectional shape from the half-ring behind the fan of the turbojet engine to the rectangular cross-section of the nozzles on the sides of the hot inner loop nozzle is described in US Pat. No. 3,137,131 A, where three nozzles form a vertical gap in order to reduce noise on the ground from a running engine. The transition of the shape of the cross section of the jet from a round or annular one at the exit of the turbojet engine to a rectangular one inscribed in the trailing edge of the wing or tail, ending with a flat nozzle that is adjustable in area and direction of exit of the jet of gases, in order to combine the functions of the gas-dynamic and aerodynamic controls and reduce the resistance of the tail section protected by many patents, however, the combination of a round nozzle of a hot inner contour with a flat one located along the trailing edge of the wing or plumage and equipped with means the author does not know the speed and direction of flow of the nozzle flaps of the external cold circuit of the turbojet engine and is the subject of this invention. Known flat nozzle turbojet engine containing a manifold that separates the gas flow into two half nozzles, and means for adjusting the magnitude and direction of flow (see RF patent No. 2443891,
Недостаток известного устройства состоит в том, что коллектор в случае применения с ТРДД выполнен со смешением холодного потока воздуха от вентилятора (внешнего контура ТРДЦ) и горячих газов газогенератора (внутреннего контура), в результате канал сложной формы продувается потоком горячих газов и должен быть изготовлен из термостойких материалов, например, из стали, что увеличивает его вес. Для ТРДЦ с небольшой степенью двухконтурности (отношение расходов газа через внешний и внутренний контур) такое решение целесообразно и приводит к некоторому снижению температуры стенок коллектора. На тяжелых транспортных самолетах для снижения расхода топлива применяются ТРДД высокой и сверхвысокой степени двухконтурности. При применении аэродинамической схемы летающее крыло или бесхвостка для тяжелого транспортного самолета размещение ТРДД над фюзеляжем затруднено большим пикирующим моментом силы тяги двигателей, осложняющим отрыв носового колеса на взлете. Перенос двигателей к задней кромке центроплана и хвостовой части фюзеляжа недопустимо смещает центр тяжести самолета назад. Поэтому возможны компоновочные схемы с размещением ТРДД в толщине центроплана, что снижает площадь омываемой поверхности самолета, но ведет к увеличению размеров канала, отводящего воздух и горячие газы от ТРДД. Увеличение длины канала позволяет плавно изменить его поперечные сечения до прямоугольных и сделать сопло в виде поворотных горизонтальных створок, обеспечивающих регулировку сечения, отклонение вектора тяги и реверс тяги.A disadvantage of the known device is that the collector, when used with a turbofan engine, is made with a mixture of a cold air stream from a fan (external circuit of a turbojet engine) and hot gases of a gas generator (internal circuit), as a result, a channel of complex shape is blown by a stream of hot gases and must be made of heat-resistant materials, such as steel, which increases its weight. For a turbojet center with a small bypass ratio (the ratio of gas flow through the external and internal circuit), this solution is expedient and leads to a certain decrease in the temperature of the collector walls. On heavy transport aircraft, a high and ultra-high bypass ratio is used to reduce fuel consumption. When using the aerodynamic scheme, a flying wing or tailless for a heavy transport aircraft, the placement of the turbofan engine above the fuselage is complicated by the large diving moment of the engine thrust force, which complicates the separation of the nose wheel during take-off. The transfer of engines to the rear edge of the center section and the rear of the fuselage unacceptably shifts the center of gravity of the aircraft back. Therefore, layout schemes are possible with the placement of the turbofan engine in the thickness of the center section, which reduces the area of the washed surface of the aircraft, but leads to an increase in the size of the channel that takes air and hot gases from the turbofan engine. Increasing the length of the channel allows you to smoothly change its cross-sections to rectangular and make the nozzle in the form of rotary horizontal flaps, providing adjustment of the cross-section, deviation of the thrust vector and reverse thrust.
Для самолетов, приводимых в движение турбореактивным двигателем, как пилотируемых, так и беспилотных, критерием совершенства является отношение массы груза, перевозимого на заданное расстояние, к максимальной взлетной массе. Масса топлива при этом снижается использованием ТРДД с высокой степенью двухконтурности и аэродинамической схемой летающее крыло, а также снижением площади омываемой поверхности самолета за счет размещения ТРДД в центроплане крыла. Масса конструкции может быть снижена применением отклонения вектора тяги для балансировки и управления самолетом вместо части рулевых поверхностей, использованием более легких материалов для стенок канала холодного контура ТРДД, а также путем включения стенок канала холодного контура в силовую схему хвостовой части самолета.For aircraft driven by a turbojet engine, both manned and unmanned, the criterion for perfection is the ratio of the mass of the cargo transported at a given distance to the maximum take-off mass. The fuel mass is reduced by using a turbofan engine with a high bypass ratio and an aerodynamic design of the flying wing, as well as a decrease in the area of the washed surface of the aircraft due to the placement of the turbofan engine in the wing center section. The weight of the structure can be reduced by using thrust vector deviation for balancing and controlling the aircraft instead of part of the steering surfaces, using lighter materials for the walls of the cold circuit channel of the turbofan engine, and also by including the walls of the cold circuit channel in the power circuit of the aircraft tail section.
Кроме того, автор настоящего изобретения применил в холодном контуре двойное сопло, называемое раздвоенным, в котором воздушный поток, выходящий из вентиляторного контура ТРДД, делится на два потока и направляется к двум соплам. Оба потока выбрасываются наружу параллельно вдоль оси тяги. Преимуществом такой конструкции является то, что она позволяет управлять летательным аппаратом, в частности, по тангажу, крену и рысканию, при помощи управления створками либо путем отклонения вектора тяги, либо путем изменения расхода. Находясь друг от друга на расстоянии, сопла оказываются также смещенными относительно оси газогенератора.In addition, the author of the present invention used a double nozzle in the cold circuit, called a bifurcated, in which the air stream leaving the fan circuit of the turbofan engine is divided into two flows and directed to two nozzles. Both flows are thrown out parallel to the thrust axis. The advantage of this design is that it allows you to control the aircraft, in particular by pitch, roll and yaw, by controlling the flaps either by deflecting the thrust vector or by changing the flow rate. Being at a distance from each other, the nozzles are also offset relative to the axis of the gas generator.
Техническим результатом настоящего изобретения является создание системы сопел, поднимающей совершенство самолета в целом за счет повышения аэродинамического качества, снижения массы конструкции, замены части аэродинамических органов управления газодинамическими.The technical result of the present invention is the creation of a nozzle system that improves the perfection of the aircraft as a whole by increasing the aerodynamic quality, reducing the mass of the structure, replacing part of the aerodynamic controls with gas-dynamic.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является система сопел для ТРДД в летательном аппарате (в примере реализации в виде тяжелого транспортного самолета схемы летающее крыло или бесхвостка), приводимом в движение горячими газами, выбрасываемыми газогенераторной установкой, содержащая каналы и сопла, отличающаяся тем, что каналы холодного контура отводят воздушный поток от вентилятора двигателя и образованы сечениями, имеющими форму полукольца на выходе из холодного внешнего контура двигателя, с плавным переходом формы сечений к прямоугольнику, расположенному широкой стороной вдоль задней кромки крыла летательного аппарата. Верхняя и нижняя кромки такого прямоугольника содержат створки, изменяющие площадь поперечного сечения на срезе сопла и/или направление выхода воздуха из него. Целесообразно, чтобы поперечное сечение каналов холодного контура в хвостовой части их длины имело удлиненную форму в поперечном направлении с соотношением ширины к высоте не более 2,5. Дальнейшее увеличение этого соотношения ведет к резкому росту потерь тяги в сопле.In this regard, the object of the present invention is a nozzle system for a turbojet engine in an aircraft (in the example of a flying wing or tailless design in the form of a heavy transport aircraft), driven by hot gases emitted by a gas generator, containing channels and nozzles, characterized in that the channels of the cold circuit divert air flow from the engine fan and are formed by sections having the shape of a half ring at the outlet of the cold external circuit of the engine, with a smooth transition of the cross-sectional shape si to a rectangle located with the wide side along the trailing edge of the wing of the aircraft. The upper and lower edges of such a rectangle contain flaps that change the cross-sectional area at the nozzle exit and / or the direction of air exit from it. It is advisable that the cross section of the channels of the cold circuit in the tail of their length has an elongated shape in the transverse direction with a ratio of width to height of not more than 2.5. A further increase in this ratio leads to a sharp increase in thrust losses in the nozzle.
Канал горячего внутреннего контура отводит горячие газы от газогенератора двигателя и образован в поперечных сечениях окружностями. Продольная ось канала горячего контура выполнена в виде плавного перехода от оси двигателя к оси, параллельной плоскости симметрии летательного аппарата или образующей с такой осью небольшой угол наружу с целью снижения разворачивающего момента при отказе двигателя.The channel of the hot inner circuit removes hot gases from the gas generator of the engine and is formed in cross sections by circles. The longitudinal axis of the channel of the hot circuit is made in the form of a smooth transition from the axis of the engine to the axis parallel to the plane of symmetry of the aircraft or forming a small angle outward with such an axis in order to reduce the turning moment when the engine fails.
Изобретение касается также возможности управления полетом летательного аппарата, обеспечиваемого этим последним типом выпуска газов в два сопла. Применение аэродинамической схемы летающего крыла или переходной от нее к нормальной, с большим центропланом между отсеком полезной нагрузки и консолями крыла, без хвостового оперения, связывают с потребностью в отклонении вектора тяги. Задачей настоящего изобретения является также создание устройства управления летательным аппаратом, в частности, по тангажу и рысканию, которое является эффективным на малых скоростях полета.The invention also relates to the possibility of controlling the flight of an aircraft provided by this last type of gas discharge into two nozzles. The use of the aerodynamic scheme of a flying wing or transition from it to a normal one, with a large center section between the payload compartment and the wing consoles, without tail feathering, is associated with the need to deviate the thrust vector. An object of the present invention is also to provide an aircraft control device, in particular in pitch and yaw, which is effective at low flight speeds.
Устройство должно непрерывно обеспечивать векторные изменения небольшой амплитуды, не приводя к снижению эффективности газогенераторной установки.The device must continuously provide vector changes of small amplitude, without leading to a decrease in the efficiency of the gas generator.
Оно должно быть способным обеспечивать значительное отклонение вектора тяги для потребностей управления летательным аппаратом.It should be able to provide significant thrust vector deviation for aircraft control needs.
Целесообразно, чтобы система сопел была выполнена с возможностью разделения воздушного потока от вентилятора на первый и второй потоки для их выпуска через первое и второе сопла, и содержала, по меньшей мере, одно из двух следующих средств управления: средство распределения потока в каждом из двух сопел и средство ориентации вектора тяги, производимой каждым из двух сопел.It is advisable that the nozzle system was configured to separate the air flow from the fan into the first and second flows for their release through the first and second nozzles, and contain at least one of the following two control means: means for distributing the flow in each of the two nozzles and means for orienting the thrust vector produced by each of the two nozzles.
Под соплом в настоящей заявке следует понимать газовыпускное реактивное сопло, в которое заходит часть потока на выходе из двигателя. Этот термин не связан с какой-либо особенной формой. Наличие двух потоков в данном случае используют для раздельного управления двумя векторами составляющих тяги по модулю и по направлению.Under the nozzle in this application should be understood gas outlet jet nozzle, which enters part of the stream at the outlet of the engine. This term is not associated with any particular form. The presence of two streams in this case is used for separate control of two vectors of thrust components in absolute value and in direction.
Предпочтительно, чтобы упомянутые сопла были выполнены с возможностью ориентации вектора тяги по рысканию. За счет этого компенсируется отсутствие киля или возможно снижение его размеров.Preferably, said nozzles are configured to orient the yaw thrust vector. Due to this, the absence of a keel is compensated or a decrease in its size is possible.
Предпочтительно также, чтобы упомянутые сопла использовались для управления по тангажу или по крену, или система сопел могла содержать две пары сопел, например, одну пару - для ориентации по рысканию, а другую - для ориентации по тангажу. Возможны также другие варианты конструкции или их комбинации.It is also preferred that said nozzles be used for pitch or roll control, or that the nozzle system may comprise two pairs of nozzles, for example, one pair for yaw orientation and the other for pitch orientation. Other design options or combinations thereof are also possible.
Далее следует более детальное описание изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:The following is a more detailed description of the invention with reference to the accompanying drawings, including:
Фиг. 1 изображает вид сверху примера летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение.FIG. 1 is a top view of an example aircraft in which the present invention is applied.
Фиг. 2 - типичный ТРДД с большой степенью двухконтурности и раздельным истечением потоков.FIG. 2 - typical turbofan engine with a large degree of bypass and separate flow outflow.
Фиг. 3 - ТРДД по Фиг. 2, соединенный с системой сопел настоящего изобретения, изометрияFIG. 3 - turbofan engine according to FIG. 2 connected to the nozzle system of the present invention, isometric
Фиг. 4 - горизонтальный разрез двигателя и системы сопел.FIG. 4 is a horizontal section through the engine and nozzle system.
Фиг. 5 - вид сзади на двухдвигательный летательный аппарат в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения.FIG. 5 is a rear view of a twin engine aircraft in accordance with an embodiment of the present invention.
Фиг. 6 - вертикальный разрез по оси канала воздухозаборника, двигателя и сопла примера летательного аппарата, в котором применяется настоящее изобретение.FIG. 6 is a vertical section along the axis of the channel of the air intake, engine and nozzle of an example aircraft in which the present invention is applied.
Фиг. 7 - разрез плоскостью, нормальной оси канала, перед входом в двигатель.FIG. 7 is a section through a plane, of the normal axis of the channel, before entering the engine.
Фиг. 8 - сечение плоскостью, нормальной оси канала, по выходу из вентилятора, где холодный контур делится на два полукольца.FIG. 8 is a section by a plane, the normal axis of the channel, at the exit of the fan, where the cold circuit is divided into two half rings.
Фиг. 9 - 11 - последовательность сечений переходного элемента канала, нормальных его оси, в сторону выхода.FIG. 9 - 11 - sequence of sections of the transition element of the channel, normal to its axis, towards the exit.
Фиг. 12 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение полного раскрыва сопла.FIG. 12 is a schematic view of an arrangement of nozzles of controls in accordance with the present invention, the full opening position of the nozzle.
Фиг. 13 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение минимального раскрыва сопла.FIG. 13 is a schematic view of an arrangement of nozzles of controls in accordance with the present invention, the position of the minimum opening of the nozzle.
Фиг. 14 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение отклонения вектора тяги.FIG. 14 is a schematic view of an arrangement in the nozzle of controls in accordance with the present invention, a position of deviation of the thrust vector.
Фиг. 15 - схематичный вид расположения в сопле средств управления в соответствии с настоящим изобретением, положение реверса тяги.FIG. 15 is a schematic view of an arrangement of nozzles of controls in accordance with the present invention, the position of a thrust reverse.
Фиг. 16 - Пример создания управляющего момента по рысканию.FIG. 16 - An example of creating a yaw control moment.
На Фиг. 1 показан неограничительный пример летательного аппарата 1. Он выполнен по схеме «летающее крыло», содержит отсек полезной нагрузки 2, две консоли крыла 3 и 4 и приводится в движение двумя двухконтурными турбореактивными двигателями 5, расположенными в левом 6 и правом 7 отсеке центроплана большой относительной толщины. Воздух от воздухозаборников в передней кромке центроплана подводится к двигателям по каналам 8. Верхняя обшивка над двигателями и соплами условно не показана.In FIG. 1 shows a non-limiting example of
На Фиг. 2 показан разрез в плоскости симметрии двухконтурного турбореактивного двигателя 5. Воздушный поток попадает на вход двигателя через воздухозаборник и канал 8 и сжимается в компрессоре низкого давления (вентиляторе). Далее часть потока сжимается в компрессоре высокого давления 16, подается в камеру сгорания 17, где энергия и температура повышаются за счет сгорания топлива. Далее горячая газовоздушная смесь раскручивает турбины высокого и низкого давления 18, где часть энергии горячих газов отбирается механически для вращения компрессоров, и выходит из двигателя во входной трубчатый элемент горячего контура канала 15. Турбина вращает компрессор 16 и вентилятор холодного контура 19, который увеличивает скорость воздушного потока, идущего во впускной коллектор холодного контура канала 10. Тяга двигателя создается увеличением скорости потоков. В практике авиадвигателестроения известны два вида реактивных сопел: со смешением потоков горячего и холодного контура, как в противопоставляемом изобретении РФ №2443891, и с раздельным истечением, характерным для турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности (отношением массового расхода холодного и горячего потока).In FIG. 2 shows a section in the plane of symmetry of a dual-
На Фиг. 3 показана суть данной заявки - преобразование холодного потока кольцевой формы на выходе из холодного контура двигателя в два плоских потока на задней кромке крыла самолета схемы летающее крыло с целью снижения аэродинамического сопротивления и создания управляющих моментов отклонением этих потоков. Канал холодного контура 9 использует эту особенность конструкции, будучи выполненным раздвоенным. Он распределяет поток, выходящий из канала 10, на входе на два потока в двух каналах 11 и 12, которые заканчиваются двумя соплами 13 и 14 прямоугольного сечения. Каналы 10, 11 и 12 имеют форму, соответствующую задаче обеспечения разделения потока на два потока, а также переходу от формы полукольца к форме с прямоугольным сечением. Сопла имеют подвижные верхние и нижние створки 22, регулирующие величину и направление воздушного потока.In FIG. Figure 3 shows the essence of this application - the conversion of a cold stream of a circular shape at the exit of a cold engine circuit into two flat flows at the trailing edge of an airplane wing of a flying wing circuit in order to reduce aerodynamic drag and create control moments for the deflection of these flows. The
На Фиг. 4 приведено горизонтальное сечение по двигателю и соплу. Ось сопла не параллельна направлению полета, сопло развернуто наружу для снижения возмущающих моментов при отказе одного двигателя в самолете с двумя двигателями. Ось двигателя 5 развернута наружу от оси симметрии самолета для снижения суммарного угла поворота потока от воздухозаборника к соплу, что снижает потери в газовоздушном тракте.In FIG. 4 shows a horizontal section along the engine and nozzle. The axis of the nozzle is not parallel to the direction of flight, the nozzle is turned outward to reduce disturbing moments when one engine fails in an aircraft with two engines. The axis of the
На Фиг. 5 показан вид сзади на летательный аппарат - как вариант реализации тяжелый транспортный самолет схемы летающее крыло 1, с расположенными вдоль задней кромки крыла плоскими соплами 13 и 14 холодного контура и круглыми соплами 15 горячего контураIn FIG. 5 shows a rear view of the aircraft — as an embodiment of a heavy transport aircraft, the flying
На Фиг. 6 дано сечение в вертикальной плоскости по оси воздухозаборника, канала 8, двигателя 5 и канала горячего контура 15. Мелкие для данного масштаба изображения детали двигателя не показаны. Ось двигателя расположена так, чтобы двигатель не выступал над верхней поверхностью крыла, а канал горячего контура 15 выходил к задней кромке крыла без больших поворотов потока. Двигатель 5 от выхода холодного контура 10 до выхода горячего контура 15 закрыт кожухом 21.In FIG. 6 shows a section in a vertical plane along the axis of the air intake,
На Фиг. 7 дано сечение в плоскости входа в двигатель. Обтекатель 20 на нижней поверхности самолета построен вокруг коробки агрегатов двигателя.In FIG. 7 shows a section in the plane of entry into the engine. A fairing 20 on the lower surface of the aircraft is built around a box of engine assemblies.
На Фиг. 8-11 показана геометрия канала 9 в соответствии с настоящим изобретением.In FIG. 8-11 show the geometry of
Этот канал имеет участок с входным трубчатым элементом 10 со стороны вентилятора двигателя, соединенный с соплами 13 и 14. Входной трубчатый элемент канала горячего контура 15 непосредственно сообщается с выходом турбины двигателя. Как показано на Фиг. 8-11, его сечения, перпендикулярные потоку, являются окружностями.This channel has a section with an
Канал холодного контура распределяет поток, выходящий из канала двигателя 10, на входе на два потока в двух каналах 11 и 12, которые заканчиваются двумя соплами 13 и 14 прямоугольного сечения. Согласно представленному варианту выполнения, сопло содержит две подвижные горизонтальные створки 22, каждая из которых образует заострение. Этот тип выпуска воздуха применяется для летательного аппарата, показанного на Фиг. 1, и предназначен для обеспечения регулировки выходного сечения сопла, соответствующего режиму работы двигателя, отклонения вектора тяги вверх или вниз для создания управляющего момента тангажа, реверса тяги, а при отклонении вектора тяги сопел или левого и правого двигателя в разные стороны - момента крена. Момент рыскания создается разными площадями сечений, регулирующими расход воздуха и силу тяги правого и левого сопел.The cold circuit channel distributes the stream leaving the channel of the
Форма канала постепенно изменяется, начиная от входной плоскости, в сторону выхода, расширяясь в поперечном направлении и уменьшаясь при этом по высоте.The shape of the channel gradually changes, starting from the input plane, towards the exit, expanding in the transverse direction and decreasing in height.
Значения площади канала в сечениях определяют в зависимости от требований, связанных с динамикой текучих сред, для минимума потерь тяги.The values of the channel area in cross sections are determined depending on the requirements associated with the dynamics of the fluid, to minimize traction loss.
Далее следует описание варианта выполнения системы управления створками сопла 22, показанной на Фиг. 12-15. Согласно этому варианту выполнения створки имеют ось вращения 23 и тяги управления 24, размещенные сбоку от проточной части. Тяги управления прикреплены к качалке 25, вращающейся на штоке цилиндра управления раскрывом сопла 26 Симметричное изменение раскрыва правого и левого сопла зависит от режима работы двигателя. Несимметричное изменение раскрыва правого и левого сопла является средством распределения воздушного потока для создания управляющего момента вокруг вертикальной оси. К качалке прикреплена также тяга 27, передний шарнир которой соединен со штоком цилиндра управления вектором тяги 28, закрепленным на штоке цилиндра 26. На осях вращения 23 также закреплены створки реверса 29, передние кромки которых удерживаются прикрепленными к неподвижной части сопла 30 замками. Передние кромки створок 22 оборудованы уплотнениями, предотвращающими утечку воздуха между ними и неподвижной частью сопла. Крайне заднее положение качалки 25 соответствует максимальному раскрыву сопла и показано на Фиг. 12. На Фиг. 13 показано сопло в положении минимального раскрыва, когда передние кромки створок 22 приблизились к створкам реверса 29. При дальнейшем движении штока цилиндра 26 вперед раскрываются замки створок реверса 29, и они вместе со створками 22 поворачиваются в положение, показанное на Фиг. 15, полностью закрывая выход из сопла назад и перенаправляя весь поток воздуха на реверс тяги. Для изменения направления действия тяги шток цилиндра управления вектором тяги 28 смещается из нейтрального положения, вызывая поворот качалки 25 и несимметричное отклонение верхней и нижней створки 22, являющееся средством ориентации вектора тяги. На Фиг. 14 показано отклонение вектора тяги, создающее момент тангажа на кабрирование. Для создания управляющего момента рыскания не меняя расхода воздуха через двигатели, создают цилиндрами 26 разный раскрыв правого и левого сопла. Для этого также используют в соответствии с настоящим изобретением разделение потока на два отдельных потока в выхлопном коллекторе раздвоенного типа. Согласно отличительному признаку изобретения для обеспечения управления летательным аппаратом 1 без хвостового оперения предусмотрены средства управления, при помощи которых воздействуют на оба потока. На Фиг. 16 показано, как изменение соотношения расходов воздуха через сопла создает разворачивающий момент рыскания относительно центра масс самолета 29.The following is a description of an embodiment of the shutter control system of the
Предпочтительно каналы оптимизируют таким образом, чтобы в случае без изменения вектора тяги они создавали минимальную поперечную составляющую тяги каждого сопла. Действительно, эта составляющая приводит к снижению осевой тяги, которое необходимо свести к минимуму. Общая боковая составляющая тяги остается нулевой за счет симметрии системы. Таким образом, этот способ осуществления работы, лишь незначительно влияя на характеристики двигателя, обеспечивает создание векторной тяги, позволяющей компенсировать отсутствие хвостового оперения, в частности, на режимах малой скорости в переходных фазах полета, а также при движении самолета по земле. В результате создается момент поворота относительно центра тяжести самолета. Такой режим работы обеспечивает значительную векторную тягу, позволяющую управлять летательным аппаратом, правда, с некоторым ущербом для характеристик газогенераторной установки. Тем не менее, это снижение характеристик является контролируемым.Preferably, the channels are optimized so that, if the thrust vector is not changed, they create a minimum transverse thrust component of each nozzle. Indeed, this component leads to a decrease in axial thrust, which must be minimized. The total lateral component of the thrust remains zero due to the symmetry of the system. Thus, this way of carrying out work, only slightly affecting the characteristics of the engine, provides the creation of a vector thrust that makes it possible to compensate for the absence of tail empennage, in particular, at low speed modes in transition phases of flight, as well as when the aircraft moves on the ground. As a result, a turning moment is created relative to the center of gravity of the aircraft. This mode of operation provides significant vector traction, allowing you to control the aircraft, however, with some damage to the characteristics of the gas generator. However, this decline is controllable.
Техническим результатом данного изобретения, по сравнению с традиционным расположением двигателей с большой степенью двухконтурности под или над крылом на пилонах на самолете, спроектированном для перевозки заданной массы груза на заданную дальность, является:The technical result of this invention, in comparison with the traditional arrangement of engines with a large degree of bypass under or above the wing on the pylons on an airplane designed to transport a given mass of cargo at a given range, is:
- Рост аэродинамического качества самолета за счет исключения омываемой поверхности и сопротивления мотогондол и их пилонов- The growth of the aerodynamic quality of the aircraft due to the exclusion of the washed surface and the resistance of the nacelles and their pylons
- Рост аэродинамического качества самолета за счет снижения донного сопротивления эжектирующим эффектом реактивной струи двигателя- The increase in the aerodynamic quality of the aircraft by reducing the bottom drag with the ejection effect of the jet engine
- Снижение массы отклоняемых аэродинамических поверхностей и их приводов за счет частичной замены их створками сопла, отклоняющими вектор тяги- Decrease in the mass of deflected aerodynamic surfaces and their drives due to their partial replacement by nozzle flaps deflecting the thrust vector
- Снижение массы самолета за счет сочетания створок реверса тяги со створками отклонения вектора тяги в одном агрегате- Reduction in aircraft mass due to the combination of thrust reversal flaps with thrust vector deflection flaps in one unit
- Снижение массы самолета за счет отсутствия переменных по тяге двигателей моментов тангажа и органов аэродинамического управления для компенсации таких моментов.- Reducing the mass of the aircraft due to the lack of variable in engine thrust pitch moments and aerodynamic control to compensate for such moments.
- Снижение массы самолета за счет использования каналов холодного контура в качестве силовых балок хвостовой части самолета- Reducing the mass of the aircraft through the use of channels of the cold circuit as the power beams of the tail of the aircraft
По сравнению с ближайшим аналогом по патенту РФ №2443891, кл. F02K 1/40, опубл. в 2012 г, предусматривающим смешение потока горячего и холодного контуров и их последующее разделение на два сопла, техническим результатом является снижение массы конструкции при ее разделении на удлинительную жаровую трубу - сопло горячего контура, подверженное высоким тепловым нагрузкам (около 440 градусов Цельсия) и поэтому не включенное в силовую схему хвостовой части самолета, и два канала холодного контура, воздух в которых после вентилятора нагревается не более, чем на 50 градусов выше температуры окружающего воздуха. Такие каналы являются силовыми балками хвостовой части самолета, воспринимающими силу тяги, момент при отклонении вектора тяги и местные аэродинамические нагрузки. На эти каналы закрепляется и сопло горячего контура с возможностью теплового расширения. Каналы холодного контура могут быть изготовлены из нетермостойких композиционных материалов минимальной массы.Compared with the closest analogue according to the patent of the Russian Federation No. 2443891, class.
Снижение массы конструкции самолета и рост его аэродинамического качества, как технические результаты изобретения, должны превышать во взлетном весе влияние потерь тяги в более длинных воздушных каналах сложной формы, тогда применение изобретения экономически целесообразно, так как стоимость самолета в первом приближении пропорциональна взлетной массе, при фиксированных дальности полета и массе груза.The decrease in the mass of the aircraft’s structure and the increase in its aerodynamic quality, as the technical results of the invention, should exceed the influence of thrust loss in longer air channels of complex shape in take-off weight, then the application of the invention is economically feasible, since the cost of the aircraft is proportional to the take-off mass, at fixed range and mass of cargo.
В настоящей заявке описан вариант осуществления изобретения. Однако можно предусмотреть другие варианты, не выходя при этом за рамки изобретения.This application describes an embodiment of the invention. However, other options may be envisaged without departing from the scope of the invention.
Анализ совокупности всех существенных признаков предложенного изобретения доказывает, что исключение хотя бы одного из них приводит к невозможности полного обеспечения достигаемого технического результата.Analysis of the totality of all the essential features of the proposed invention proves that the exclusion of at least one of them makes it impossible to fully ensure the achieved technical result.
Анализ уровня техники показывает, что неизвестно такое устройство, которому присущи признаки, идентичные всем существенным признакам данного технического решения, что свидетельствует о его неизвестности и, следовательно, новизне.The analysis of the prior art shows that it is unknown such a device that has inherent features identical to all the essential features of this technical solution, which indicates its unknownness and, therefore, novelty.
Вышеперечисленное доказывает также соответствие заявленного устройства критерию изобретательского уровня.The above also proves the conformity of the claimed device to the criterion of inventive step.
При осуществлении изобретения действительно реализуется наличие предложенного объекта, что свидетельствует о промышленной применимости.When carrying out the invention, the presence of the proposed object is really realized, which indicates industrial applicability.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018111515A RU2716651C2 (en) | 2018-03-30 | 2018-03-30 | Double-flow turbojet engine nozzles system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018111515A RU2716651C2 (en) | 2018-03-30 | 2018-03-30 | Double-flow turbojet engine nozzles system |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018111515A3 RU2018111515A3 (en) | 2019-10-01 |
| RU2018111515A RU2018111515A (en) | 2019-10-01 |
| RU2716651C2 true RU2716651C2 (en) | 2020-03-13 |
Family
ID=68205990
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018111515A RU2716651C2 (en) | 2018-03-30 | 2018-03-30 | Double-flow turbojet engine nozzles system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2716651C2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113232872B (en) * | 2021-04-17 | 2022-05-03 | 浙江大学 | Tree-shaped flow-dividing injection spray pipe suitable for tailless flying wing layout aircraft |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1024364B (en) * | 1953-09-07 | 1958-02-13 | Power Jets Res & Dev Ltd | Transverse drive surface, in particular aircraft wings |
| US2928238A (en) * | 1953-06-08 | 1960-03-15 | Lockheed Aircraft Corp | Jet deflector and orifice control |
| GB851153A (en) * | 1958-03-14 | 1960-10-12 | Rolls Royce | Gas turbine jet-propulsion engine of the by-pass type |
| US3018982A (en) * | 1957-02-25 | 1962-01-30 | Martin Marietta Corp | Ducted fan aircraft incorporating a blown flap arrangement |
| US3137131A (en) * | 1961-09-18 | 1964-06-16 | United Aircraft Corp | Noise suppression of fan engines |
| RU2443891C2 (en) * | 2006-04-28 | 2012-02-27 | Снекма | Aircraft exhaust manifold making brach pipe, method of operating said manifold and aircraft comprising said manifold |
-
2018
- 2018-03-30 RU RU2018111515A patent/RU2716651C2/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2928238A (en) * | 1953-06-08 | 1960-03-15 | Lockheed Aircraft Corp | Jet deflector and orifice control |
| DE1024364B (en) * | 1953-09-07 | 1958-02-13 | Power Jets Res & Dev Ltd | Transverse drive surface, in particular aircraft wings |
| US3018982A (en) * | 1957-02-25 | 1962-01-30 | Martin Marietta Corp | Ducted fan aircraft incorporating a blown flap arrangement |
| GB851153A (en) * | 1958-03-14 | 1960-10-12 | Rolls Royce | Gas turbine jet-propulsion engine of the by-pass type |
| US3137131A (en) * | 1961-09-18 | 1964-06-16 | United Aircraft Corp | Noise suppression of fan engines |
| RU2443891C2 (en) * | 2006-04-28 | 2012-02-27 | Снекма | Aircraft exhaust manifold making brach pipe, method of operating said manifold and aircraft comprising said manifold |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018111515A3 (en) | 2019-10-01 |
| RU2018111515A (en) | 2019-10-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10946976B2 (en) | Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles | |
| USRE43731E1 (en) | Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines | |
| US6758032B2 (en) | System of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans | |
| US9587585B1 (en) | Augmented propulsion system with boundary layer suction and wake blowing | |
| CN111727312B (en) | Configuration of a vertical take-off and landing system for an aircraft | |
| US11333080B2 (en) | System and method of transferring power in a gas turbine engine | |
| CA2992931C (en) | Aircraft comprising a rear fairing propulsion system with inlet stator comprising a blowing function | |
| CA1065621A (en) | Cooling system for a thrust vectoring gas turbine engine exhaust system | |
| US9863366B2 (en) | Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine | |
| NO168882B (en) | NOZZLE WITH PRESSURE COVER IN VERTICAL DIRECTION. | |
| US7681400B2 (en) | Exhaust assembly forming a horizontal propulsion gas elbow in an aircraft | |
| CN109071033B (en) | Configuration of a vertical takeoff and landing system for a flying vehicle | |
| US11472560B2 (en) | System for an aircraft | |
| US20140248119A1 (en) | Bifurcated Inlet Scoop for Gas Turbine Engine | |
| US20190316544A1 (en) | Variable area exhaust mixer for a gas turbine engine | |
| EP3007974A1 (en) | An aircraft having a coanda effect propulsion apparatus | |
| US6568635B2 (en) | Apparatus and method for flight control of an aircraft | |
| RU2716651C2 (en) | Double-flow turbojet engine nozzles system | |
| US10378477B2 (en) | Nozzle for jet engines | |
| US9267463B2 (en) | Gas turbine engine systems involving variable nozzles with flexible panels | |
| RU2706760C1 (en) | Aircraft | |
| RU2276043C2 (en) | A vertical take off and landing aircraft, mechanism of controlling a vertical takeoff and landing aircraft | |
| CN104937250A (en) | Nacelle jet pipe with devices for regulating pressure | |
| JP3931234B2 (en) | Hypersonic engine | |
| US20080104940A1 (en) | Device for Controlling a Gas Flow, a Jet Engine Comprising the Device and an Aircraft Comprising the Device |