×
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 61-70 of 110 items.
24.05.2019
№219.017.5e7b

Способ эксплуатации осесимметричного поворотного сопла турбореактивного двигателя

Изобретение относится к авиационным турбореактивным двигателям, а именно к эксплуатации осесимметричного поворотного сопла, обеспечивающего у двигателя изменения тяги по направлению. Способ эксплуатации осесимметричного поворотного сопла турбореактивного двигателя, у которого ось поворота...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688609
Дата охранного документа: 21.05.2019
24.05.2019
№219.017.5eca

Способ нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин высоконагруженного двигателя

Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на лопатки турбин, работающих при высоких температурах в высоконагруженных двигателях. Наносят многослойное покрытие. В качестве сплава первого слоя жаростойкого покрытия используют сплав содержащий Ni-Co-Cr-Al-Y-Ta-W-Hf. Второй...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688417
Дата охранного документа: 22.05.2019
24.05.2019
№219.017.5ee0

Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива

Многорежимный газотурбинный двигатель твердого топлива содержит твердотопливный заряд и корпус, образующий газовоздушный тракт двигателя. В газовоздушном тракте двигателя последовательно размещены компрессор, камера сгорания, турбина, выходное устройство. Твердотопливный заряд размещен вне...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002688612
Дата охранного документа: 21.05.2019
13.06.2019
№219.017.80a8

Система управления турбокомпрессорной установкой

Изобретение относится к системам управления работой турбокомпрессорной установки и может быть использовано для управления процессом возникновения критических нестационарных автоколебаний компрессора нагнетателя при испытаниях преимущественно авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691273
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.80d8

Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области конструирования газотурбинного двигателя (далее ГТД), а именно узлов ГТД, служащих для регулирования и управления изменениями газового потока, расположенных в части статора. В известном регулируемом ВНА компрессора ГТД, содержащем направляющие лопатки, каждая из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691276
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.8179

Сопловый аппарат турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя (гтд) (варианты) и лопатка соплового аппарата тнд (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД двигателя содержит сопловые блоки, смонтированные между наружным и внутренним силовыми кольцами, соединенными полыми силовыми спицами. Каждый из сопловых блоков собран из трех жестко соединенных лопаток,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691203
Дата охранного документа: 11.06.2019
13.06.2019
№219.017.818d

Способ охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и сопловый аппарат тнд, охлаждаемый этим способом, способ охлаждения лопатки соплового аппарата тнд и лопатка соплового аппарата тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Сопловый аппарат ТНД включает сопловый венец, образованный из сопловых блоков, собранный каждый не менее чем из трех сопловых лопаток, выполненных за одно целое с малой и большой. Сопловые блоки смонтированы между наружным и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691202
Дата охранного документа: 11.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d4a

Ротор турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты)

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Ротор ТВД двигателя содержит рабочее колесо ТВД, включающее диск и лопаточный венец с системой рабочих лопаток. Лопатка ТВД включает каждая хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем стенок. Диск рабочего колеса выполнен в виде...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691868
Дата охранного документа: 18.06.2019
20.06.2019
№219.017.8d57

Способ охлаждения лопатки ротора турбины низкого давления (тнд) газотурбинного двигателя и лопатка ротора тнд, охлаждаемая этим способом

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем. Полость лопатки выполнена на полную высоту пера лопатки Полость пера в средней наиболее теплонапряженной части, составляющей не менее трети...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002691867
Дата охранного документа: 18.06.2019
09.08.2019
№219.017.bd1d

Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния авиационных газотурбинных двигателей с учетом конкретных условий эксплуатации. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного способа, является более полное использование потенциальных возможностей...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002696523
Дата охранного документа: 02.08.2019
Showing 61-70 of 310 items.
20.05.2015
№216.013.4c2b

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. Собирают модули в количестве не...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551013
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c2d

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551015
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4c31

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. На стадии доводки опытный ТРД подвергают испытанию по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551019
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4cac

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 ГТД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. После сборки производят испытания двигателя на влияние...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551142
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d13

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель, эксплуатируемый этим способом

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации ТРД перед каждым запуском двигателя осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551245
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d14

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: 0002551246
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d15

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель испытан по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551247
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d16

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551248
Дата охранного документа: 20.05.2015
20.05.2015
№216.013.4d17

Способ доводки опытного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551249
Дата охранного документа: 20.05.2015
27.05.2015
№216.013.4f1f

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования двигателя. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя заключается в регулировании углов установки направляющих аппаратов компрессора. Для этого предварительно формируют две или более программы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002551773
Дата охранного документа: 27.05.2015
+ добавить свой РИД