×
24.05.2019
219.017.5eb2

Результат интеллектуальной деятельности: Реверсивное устройство турбореактивного двигателя

Вид РИД

Изобретение

Аннотация: Реверсивное устройство турбореактивного двигателя, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе двигателя, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, клапаны перепуска, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов, поворотные решетки, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса мотогондолы единую аэродинамическую поверхность, причем устройство для перекрытия газового потока установлено за смесителем двигателя и выполнено в виде закрылков, установленных по окружности относительно продольной оси двигателя, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков, силового кольца, охватывающего кок турбореактивного двигателя, соединенного с корпусом двигателя посредством тяг, силовых стоек, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом двигателя и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей. Изобретение позволяет обеспечить возможность независимого регулирования элементов реверсивного устройства, а именно устройства перекрытия газового потока и клапанов перепуска с поворотными решетками, с целью регулирования площади проходных сечений для оптимизации параметров работы двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

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

Известно реверсивное устройство ТРД, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, выполненное в виде реверсивных створок (RU 2232282).

Известная конструкция выбрана в качестве прототипа.

Недостатком прототипа является невозможность независимого управления элементами реверсивного устройства, а именно неполное открытие и закрытие створок, перекрывающих поток, без воздействия на режимы работы ТРД.

Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения является возможность независимого регулирования элементов реверсивного устройства, а именно устройства перекрытия газового потока и клапанов перепуска с поворотными решетками, с целью регулирования площади проходных сечений для оптимизации параметров работы ТРД.

Указанный технический результат достигается тем, что реверсивное устройство ТРД, содержащее устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД, согласно настоящему изобретению, для ТРД, размещенного в мотогондоле самолета, содержит выхлопные каналы, установленные перед упомянутым устройством, по направлению движения газового потока, по окружности в кольцевой полости, образованной между стенками корпуса мотогондолы и корпуса ТРД, сообщающие проточную часть ТРД с атмосферой, клапаны перепуска, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов, поворотные решетки, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса мотогондолы единую аэродинамическую поверхность, причем устройство для перекрытия газового потока в корпусе ТРД установлено за смесителем ТРД и выполнено в виде закрылков, установленных по окружности относительно продольной оси ТРД, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков, силового кольца, охватывающего кок ТРД, соединенного с корпусом ТРД посредством тяг, силовых стоек, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними, причем противолежащие концы силовых стоек соединены с корпусом ТРД и силовым кольцом соответственно, при этом каждый из закрылков с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой образуют единый аэродинамический профиль, кроме того закрылки выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей.

Такое конструктивное выполнение позволяет производить независимое управление и изменять проходные сечения ТРД, оптимизируя режим работы ТРД за счет возможности независимого регулирования элементами реверсивного устройства, а именно устройством перекрытия газового потока, клапанами перепуска и поворотными решетками.

В частном случае реализации заявленного устройства в местах соединений тяг с корпусом и силовым кольцом установлены шарниры. Это необходимо для компенсации температурных деформаций в тягах и корпусе.

В частном случае реализации заявленного устройства силовые стойки соединены с корпусом посредством разъемного соединения, например установлены в корпус посредством «пальцев», а с силовым кольцом - посредством шарнирного соединения. Соединение при помощи «пальцев» нужно для фиксации устройства в корпусе и восприятия силовых нагрузок, а шарнирное - для компенсации температурных деформаций.

В частном случае реализации заявленное устройство содержит элемент, имеющий аэродинамический профиль, перекрывающий силовое кольцо и жестко закрепленный на нем. При установке устройства в газовом потоке без центрального тела наличие элемента аэродинамического профиля исключает утечку газа через силовое кольцо.

На фигуре 1 представлена принципиальная схема реверсивного устройства ТРД, положение прямой тяги.

На фигуре 2 представлена принципиальная схема реверсивного устройства ТРД, положение обратной тяги.

На фигуре 3 представлена силовая стойка с закрылком, положение обратной тяги.

Реверсивное устройство для ТРД, размещенного в мотогондоле самолета, содержит устройство для перекрытия газового потока в корпусе 1 ТРД, выхлопные каналы 2, установленные перед упомянутым устройством, по направлению движения газового потока (на фигурах показано стрелками), по окружности в кольцевой полости 3, образованной между стенками корпуса 4 мотогондолы и корпуса 1 ТРД, сообщающие проточную часть ТРД с атмосферой, клапаны перепуска 6, установленные на входе в каждый из выхлопных каналов 2, поворотные решетки 7, установленные на выходе каждого из выхлопных каналов 2 и образующие в закрытом положении с наружной поверхностью корпуса 4 мотогондолы единую аэродинамическую поверхность.

Устройство для перекрытия газового потока установлено за смесителем ТРД (по направлению движения газового потока) и выполнено в виде закрылков 9, установленных по окружности относительно продольной оси ТРД, соединенных с радиальными осями, установленными вдоль центральных участков закрылков 9, силового кольца 11, охватывающего кок 12 ТРД, соединенного с корпусом 1 ТРД посредством тяг 13, силовых стоек 14, установленных по направлению газового потока за радиальными осями и жестко соединенных с последними (например, посредством сварки). При этом противолежащие концы силовых стоек 14 соединены с корпусом 1 ТРД и силовым кольцом 11 соответственно, а каждый из закрылков 9 с установленной за ним по направлению газового потока силовой стойкой 14 образуют единый аэродинамический профиль. Кроме того, закрылки 9 выполнены с возможностью поворота в окружном направлении относительно радиальных осей (например, посредством шарнирных соединений).

В местах соединений тяг 13 с корпусом 1 и силовым кольцом 11 установлены шарниры. Это необходимо для компенсации температурных деформаций в тягах и корпусе.

Силовые стойки 14 соединены с корпусом 1 посредством разъемного соединения, например установлены в корпус 1 посредством «пальцев», а с силовым кольцом 11 - посредством шарнирного соединения. Соединение при помощи «пальцев» нужно для фиксации устройства в корпусе и восприятия силовых нагрузок, а шарнирное - для компенсации температурных деформаций.

Клапаны перепуска, используемые в заявленном устройстве могут иметь различное конструктивное выполнение, например, возможно использование клапанов перепуска, раскрытых в ссылке https://studopedia.ru/11_66817_naruzhniy-kontur-i-klapan-perepuska-vozduha.html сети Интернет.

Поворотные решетки, используемые в заявленном устройстве могут иметь различное конструктивное выполнение, например, возможно использование поворотных решеток, раскрытых в патентах US 3739582, US 3344604.

Работа заявленного устройства осуществляется следующим образом:

Реверсирование тяги ТРД осуществляется путем перераспределения газового потока через выхлопные каналы 2. Для перераспределения газового потока из проточной части, закрылки 9, приводимые в движение посредством гидравлического привода (на чертежах не показан), осуществляют поворот на 90 градусов, создавая сплошную поверхность, перекрывающую проточную часть кольцевого сечения. Газодинамические силы, распределенные по поверхности закрылков 9, распределяются на силовые стойки 14. Одновременно с закрытием закрылков 9 осуществляется открытие клапана перепуска 6 и поворотных решеток 7, образуя проточную часть, формирующую выходной поток в направлении противоположному полету.

При переходе на прямую тягу закрылки 9 поворачиваются, образуя единую аэродинамическую поверхность с силовыми стойками 14. Одновременно с поворотом закрылков 9 осуществляется закрытие клапана перепуска 6 и поворотных решеток 7. После приведения поворотных решеток 7 в крайнее (закрытое) положение они образуют сплошную аэродинамическую поверхность с мотогондолой, без выступающих частей, что не приводит к возникновению гидравлических потерь.

При переходе на режим прямой тяги ТРД из закрытого положения устройства для перекрытия газового потока имеется возможность независимо изменить площадь проходного сечения путем открытия закрылков 9, что позволит снизить нагрузку на клапаны перепуска 6 и ускорить их закрытие. Также данная возможность позволяет менять уровень обратной тяги без изменения режима работы ТРД.

Источник поступления информации: Роспатент

Showing 41-50 of 110 items.
12.12.2018
№218.016.a592

Стенд для проверки на герметичность мест заделки измерительных линий датчиков температуры

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для проверки на герметичность мест заделки измерительных линий датчиков температуры. Сущность: стенд содержит ванну (1) с жидкостью (2), площадку (3), установленную с возможностью перемещения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674412
Дата охранного документа: 07.12.2018
14.12.2018
№218.016.a6c1

Ротор осевой газовой турбины

Ротор осевой газовой турбины содержит диск с охлаждаемыми рабочими лопатками и штифтами, покрывной диск, образующий каналы подвода охлаждающего воздуха к хвостовой части лопаток, оба диска снабжены кольцевыми фланцами для крепления штифтов, установленными с радиальным зазором относительно друг...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002674852
Дата охранного документа: 13.12.2018
24.01.2019
№219.016.b371

Ионизационный датчик сигнализации наличия высотемпературной агрессивной среды

Использование: для автоматической сигнализации наличия высокотемпературной агрессивной среды. Сущность изобретения заключается в том, что ионизационный датчик сигнализации наличия высокотемпературной агрессивной среды содержит средство закрепления на корпус объекта контроля, центральный...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002677979
Дата охранного документа: 22.01.2019
26.01.2019
№219.016.b49a

Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбореактивным двигателям для авиационной техники, в частности к конструкции реактивных сопел. Поворотное осесимметричное сопло турбореактивного двигателя содержит неподвижный корпус со сферической законцовкой на нем и подвижное относительно нее поворотное устройство, а...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678235
Дата охранного документа: 24.01.2019
26.01.2019
№219.016.b49e

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации. Предварительно для данного типа двигателя проводят испытания на максимальном и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678237
Дата охранного документа: 24.01.2019
26.01.2019
№219.016.b4af

Кронштейн крепления агрегата на обечайке корпуса турбомашины

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к узлам соединения агрегатов с обечайкой корпуса турбомашины. Кронштейн крепления агрегата на обечайке корпуса турбомашины содержит бобышку, расположенную между обечайкой корпуса и агрегатом,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002678187
Дата охранного документа: 24.01.2019
16.02.2019
№219.016.bb24

Способ определения погасания камеры сгорания газотурбинного двигателя

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД), а именно к способам определения погасания камеры сгорания ГТД, преимущественно, наземных установок, например, на газоперекатывающих агрегатах. При осуществлении способа измеряют частоту вращения n ротора высокого давления турбокомпрессора,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002680019
Дата охранного документа: 14.02.2019
16.02.2019
№219.016.bb26

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002680023
Дата охранного документа: 14.02.2019
17.03.2019
№219.016.e275

Газотурбинный двигатель твердого топлива

Газотурбинный двигатель твердого топлива содержит твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя, в котором последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство. Твердотопливный заряд размещен вне газовоздушного тракта двигателя и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682224
Дата охранного документа: 15.03.2019
17.03.2019
№219.016.e2a0

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002682226
Дата охранного документа: 15.03.2019
Showing 41-50 of 310 items.
20.03.2015
№216.013.328c

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544415
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.328d

Способ капитального ремонта турбореактивного двигателя (варианты) и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы турбореактивных двигателей и турбореактивный двигатель, отремонтированный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), вариантно осуществляемого способами, изложенными в группе изобретений, связанных единым творческим замыслом, последовательно выполняют операции, в совокупности вариантно...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544416
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3290

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544419
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3365

Способ эксплуатации газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) типа АЛ-31Ф перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544632
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3367

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544634
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.3369

Способ серийного производства газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Помодульно собирают двигатель,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544636
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.336b

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544638
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.336c

Способ серийного производства турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, выполненный этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544639
Дата охранного документа: 20.03.2015
20.03.2015
№216.013.339b

Способ доводки опытного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002544686
Дата охранного документа: 20.03.2015
27.03.2015
№216.013.353a

Газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов. Двигатель проверен на газодинамическую устойчивость работы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002545110
Дата охранного документа: 27.03.2015
+ добавить свой РИД