×
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 81-90 of 110 items.
17.10.2019
№219.017.d677

Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель для его осуществления

Изобретение относится к лазерной технике и может быть использовано при создании технологических лазерных систем, интегрированных в конструкцию газотурбинного двигателя. Способ генерации излучения газодинамического лазера интегрированного в единую конструкцию газотурбинного двигателя включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002702921
Дата охранного документа: 14.10.2019
01.11.2019
№219.017.dbf6

Способ испытаний авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, к авиационным двигателям типа газотурбинных, а именно к способам испытаний при их создании, экспериментальной доводке характеристик опытного и промышленного экземпляров и эксплуатации. В известном способе испытаний авиационного...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002704583
Дата охранного документа: 29.10.2019
10.11.2019
№219.017.e008

Маслосистема авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой

Изобретение относится к области машиностроения и касается устройства маслосистемы авиационного газотурбинного двигателя (далее ГТД) с форсажной камерой, устанавливаемого на сверхзвуковые маневренные самолеты. Технический результат изобретения - повышение надежности работы ГТД путем упрощения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705501
Дата охранного документа: 07.11.2019
13.11.2019
№219.017.e11c

Система управления расходом топлива в газотурбинный двигатель

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления авиационными ГТД для регулирования расхода топлива в КС. Техническим результатом настоящего изобретения является повышение надежности...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002705694
Дата охранного документа: 11.11.2019
21.11.2019
№219.017.e425

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя

Система охлаждения затурбинных элементов трехконтурного турбореактивного двигателя содержит компрессор низкого давления, канал второго контура, вход в который сообщен с выходом из компрессора низкого давления, а выход - с затурбинной полостью. Система охлаждения затурбинных элементов снабжена...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706524
Дата охранного документа: 19.11.2019
21.11.2019
№219.017.e459

Способ испытаний газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). При осуществлении предложенного способа ГТД выводят на максимальный режим работы. Для двигателя с нерегулируемым реактивным соплом до начала испытаний для не менее чем трех...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706513
Дата охранного документа: 19.11.2019
21.11.2019
№219.017.e45c

Способ очистки газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей в промышленности в качестве привода газоперекачивающих агрегатов, в частности, к способам, связанным с необходимостью очистки проточных частей и внутренних каналов газотурбинных двигателей от загрязнений и топливных осаждений...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706516
Дата охранного документа: 19.11.2019
21.11.2019
№219.017.e45e

Способ контроля технического состояния газотурбинного двигателя во время его эксплуатации

Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к контролю их технического состояния во время эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. Способ контроля технического состояния ГТД во время его эксплуатации включает...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706523
Дата охранного документа: 19.11.2019
21.11.2019
№219.017.e47c

Имитатор топливного коллектора

Изобретение относится к установкам стендов полунатурного моделирования с замкнутой топливной системой для испытаний систем автоматического управления, в частности газотурбинного двигателя (ГТД), и может быть использовано для моделирования процессов заполнения или опорожнения топливных...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706522
Дата охранного документа: 19.11.2019
24.11.2019
№219.017.e626

Стенд для комплексных испытаний двигательных и самолетных агрегатов газотурбинного двигателя

Изобретение относится к машиностроению, в том числе к газотурбиностроению, а именно к испытательной технике, в частности к стендам полунатурного моделирования испытаний агрегатов и систем, и может быть использовано при ресурсных испытаниях с имитацией эксплуатационных режимов нагружения...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002706829
Дата охранного документа: 21.11.2019
Showing 81-90 of 310 items.
10.07.2015
№216.013.5f4a

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

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555935
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f4b

Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии, пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (ГТД), при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей: модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555936
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f4c

Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя (варианты) и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом (варианты), способ капитального ремонта партии пополняемой группы газотурбинных двигателей и газотурбинный двигатель, отремонтированный этим способом

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта газотурбинного двигателя, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и используют их в...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555937
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f4d

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

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя (ГТД), при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми. Помодульно собирают двигатель, который...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555938
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f4e

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель (ТРД), выполненный двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555939
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f4f

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

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства газотурбинного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555940
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f50

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555941
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f51

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

Изобретение относится к энергетике. Способ серийного производства турбореактивного двигателя, при котором изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя, собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555942
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f53

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

Изобретение относится к энергетике. Способ капитального ремонта авиационных турбореактивных двигателей, при котором создают ротационно обновляемый запас восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей, и...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555944
Дата охранного документа: 10.07.2015
10.07.2015
№216.013.5f59

Турбореактивный двигатель

Изобретение относится к энергетике. Турбореактивный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным, а также содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессоры высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002555950
Дата охранного документа: 10.07.2015
+ добавить свой РИД