Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с несимметричными створками

 

Изобретение предназначено для использования в самолетостроении. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя содержит поворотные створки (27, 37), интегрированные при работе в режиме прямой тяги в наружную стенку канала вторичного потока позади вентилятора и способные поворачиваться таким образом, чтобы образовать препятствия, отклоняющие поток газов в режиме реверсированной тяги. Ширина (25) створок (27), располагающихся с некоторой определенной стороны, уменьшена по отношению к ширине (26) створок (37), располагающихся с противоположной стороны по отношению к оси вращения данного турбореактивного двигателя. Изобретение позволяет улучшить характеристики двигателя. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Предлагаемое изобретение касается устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя. Такой турбореактивный двигатель оборудован каналом позади вентилятора, задача которого состоит в том, чтобы отводить вторичный так называемый холодный поток. При этом упомянутый канал образован внутренней стенкой, которая охватывает собственно конструкцию данного турбореактивного двигателя позади вентилятора, и наружной стенкой, передняя по потоку часть которой образует непрерывный контур кожуха данного двигателя, который охватывает и вентилятор. Эта наружная стенка может отводить одновременно вторичный или холодный поток и первичный поток в его задней по направлению движения газов части и позволяет делать это позади места эжекции первичного или горячего потока в случае использования гондолы со смешанным потоком или со слиянием потоков. Но в других случаях эта наружная стенка направляет только вторичный или холодный поток, что происходит в гондолах с раздельными потоками.

Стенка может также придавать обтекаемую форму внешним обводом данного турбореактивного двигателя, то есть внешним обводам кожуха, который охватывает вентилятор, и внешним обводам наружной стенки канала с целью минимизации лобового сопротивления данной силовой установки. Это, в частности, соответствует случаю, когда силовые установки летательного аппарата располагаются снаружи, то есть подвешены под его крыльями или закреплены в хвостовой части фюзеляжа.

В последующем наружным обтекателем будет называться система, образованная внешней стенкой мотогондолы.

На приведенной фиг. 1 показан схематически известный пример практической реализации устройства реверсирования тяги этого типа, примененного, как это схематически показано на частичном перспективном виде фиг. 2, на двухконтурном турбореактивном двигателе.

Упомянутое устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя образовано створками 7, представляющими собой подвижную часть этого устройства 2 и образующими в исходном незадействованном положении при функционировании данного двигателя в режиме прямой тяги определенную часть внешнего обтекателя, и некоторой неподвижной конструкцией, реализующей этот обтекатель перед упомянутыми створками при помощи передней по потоку части 1, позади створок при помощи задней по потоку части 3 и между створками 7 при помощи перемычек или балок 18, которые связывают между собой заднюю по потоку часть 3 наружного обтекателя с передней по потоку частью 4 этого наружного обтекателя.

Створки 7 устройства реверсирования тяги установлены по окружности наружного обтекателя и установлены с возможностью поворота в промежуточной зоне боковых стенок этого обтекателя на балках или перемычках 18, располагающихся по обе стороны от этих створок. Эти боковые стенки вместе с передними по потоку и задними по потоку стенками образуют стенки, которые связывают наружную часть 9 створок 7, образующих часть наружной стенки мотогондолы, с внутренней частью 11 этих створок 7, которая образует часть наружной стенки упомянутого канала.

Передняя по потоку часть 1 неподвижной конструкции содержит переднюю раму 6, которая служит опорой для средств управления перемещениями створок 7, представляющих собой, например, подъемники или силовые цилиндры 7a.

В активизированном положении, соответствующем режиму реверсирования тяги, створки 7 поворачиваются таким образом, чтобы части этих створок, располагающиеся по потоку ниже осей их поворота, в той или иной мере перекрывали упомянутый канал, и, таким образом, чтобы передние по потоку части этих створок открывали проход в наружный обтекатель с тем, чтобы обеспечить возможность отвода или перепуска вторичного потока в радиальном направлении по отношению к оси канала. Передняя по потоку часть створок 7 выступает наружу по отношению к внешнему обтекателю по соображениям создания прохода необходимых размеров, который должен быть способен пропустить вторичный поток без нарушения нормального функционирования данного турбореактивного двигателя.

Угол отклонения створок выбирается таким образом, чтобы обеспечить возможность прохождения потока и устранить прямую тягу, развиваемую этим потоком, и даже начать генерировать контртягу, создавая составляющую этого потока, направленную в сторону движения данного летательного аппарата.

Створки 7 снабжены также в их передней по потоку части специальным носком 13, выступающим вперед в том случае, когда створки 7 раскрыты, по отношению к внутренней поверхности створок таким образом, чтобы отклонять вторичный поток в направлении по полету и завершить формирование составляющей контртяги.

Известные примеры реализации такого устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя представлены, например, в патентах Франции FR 1482538 или FR-A-2030034.

Существуют также устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя типа, описанного в патенте США US 3605411, которые позволяют иметь выступающий вперед носок створки в том случае, когда эти створки раскрыты, но обеспечивают при этом возможность непрерывности или сплошности наружной стенки канала вторичного контура в том случае, когда эти створки не раскрыты.

Из патента Франции FR-A-2618853 известно также устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, в котором упомянутый носок створки убирается при работе двигателя в режиме прямой тяги таким образом, чтобы оптимизировать тяговые характеристики данного двигателя.

В некоторых вариантах применения устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, как это схематически показано на приведенной фиг. 1, носки 13 створок выступают по отношению к внутренней поверхности 11 створок 7 даже при работе двигателя в режиме прямой тяги, не выступая, тем не менее, в канал вторичного потока, который в данном примере снабжен специальной полостью 16, лишь незначительно ухудшающей характеристики данного двигателя при том, что данное устройство реверсирования тяги становится предельно простым по конструкции.

Сочетание упомянутых носков створок и кромок отклонения потока позволяет также оптимизировать направление эжекции потока, как указано в патенте Франции FR-A-2680547.

В известных на сегодняшний день вариантах практической реализации устройств реверсирования тяги двухконтурных турбореактивных двигателей, имеющих в своей конструкции отклоняемые створки, и, в частности, в упомянутых выше примерах эти створки 7 имеют одинаковую или примерно одинаковую ширину для всех этих створок. В процессе функционирования данного устройства в режиме реверсирования тяги один и тот же или примерно один и тот же расход газов обеспечивается через каждый проход, открытый в результате раскрытия каждой створки. В этом случае радиальное управление поверхностями реверсируемого потока осуществляется относительно средней плоскости каждой створки, содержащей геометрическую ось вращения данного турбореактивного двигателя. Радиальная ориентация каждой из этих плоскостей непосредственно зависит от распределения створок, имеющих практически одинаковую ширину.

В специальном варианте применения, который рассматривается в предлагаемом изобретении, устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя устанавливается под крылом самолета и содержит четыре створки. Как это схематически показано на фиг. 2, две из них располагаются в верхнем положении и две - в нижнем положении. Действительно, такое расположение створок хорошо адаптировано к требованиям данного способа установки устройства реверсирования тяги, а именно к исключению повторного всасывания частей вторичного потока в данный турбореактивный двигатель или в другие турбореактивные двигатели данного самолета и к исключению аэродинамической интерференции с крылом и фюзеляжем данного самолета.

Таким образом, определяются четыре привилегированных направления ориентации поверхностей реверсированного вторичного потока: два верхних направления по одну и по другую сторону от пилона подвески двигателя на самолете, что устраняет неблагоприятное влияние на подъемную силу крыла, и два направленных вниз направления по бокам от данной силовой установки, содержащей турбореактивный двигатель.

Итак, половина полного расхода газа отклоняется двумя верхними створками и при использовании любых известных средств управления реверсированным потоком вторичных газов некоторая составляющая этого реверсированного потока направлена вверх в направлении плоскости крыла и к его передней по потоку части.

Однако такое техническое решение имеет существенные недостатки. Действительно, в случае несвоевременного и несанкционированного раскрытия створок в полете нарушается нормальная управляемость самолета в результате изменений, вносимых вследствие этого в фактическую подъемную силу крыла.

Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя описанного выше типа, отвечающее этим требованиям и минимизирующее влияние известных недостатков существующего уровня техники в данной области, отличается тем, что ширина створок с одной определенной стороны уменьшена по отношению к ширине створок, располагающихся с противоположной стороны по отношению к геометрической оси вращения данного турбореактивного двигателя.

В предпочтительном варианте реализации устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением в том случае, когда данная силовая установка подвешена под крылом самолета и упомянутое устройство реверсирования тяги содержит четыре створки, ширина верхних створок уменьшена по отношению к ширине нижних створок этого устройства.

В дополнение к этой конструкции различная оптимизированная определенным образом ширина створок может определяться с боковой точки зрения с одной стороны по отношению к другой.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже подробного описания примера практической реализации устройства реверсирования тяги в соответствии с этим изобретением, где даются ссылки на приведенные фигуры, среди которых - фиг. 1 представляет собой схематический вид в продольном разрезе по плоскости, проходящей через ось вращения соответствующего двухконтурного турбореактивного двигателя, устройства реверсирования тяги с отклоняемыми створками в закрытом положении известного на сегодняшний день типа, описанного выше со ссылками на упомянутые документы; - фиг. 2 представляет собой схематический перспективный вид устройства реверсирования тяги описанного выше типа, причем это устройство показано в смонтированном виде и с закрытыми поворотными створками; - фиг. 3 представляет собой схематический вид спереди устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении реверсирования тяги, выполненного в соответствии с одним из возможных способов реализации предлагаемого изобретения; - фиг. 4 представляет собой схематический вид, аналогичный виду, показанному на фиг. 3, еще одного варианта реализации устройства реверсирования тяги в соответствии с предлагаемым изобретением.

В соответствии со способом реализации данного изобретения, схематически представленным на фиг. 3, устройство реверсирования тяги способно осуществить в надлежащих фазах полета самолета реверсирование потока газов данного турбореактивного двигателя и содержит известные основные части, описанные выше в известном примере реализации такого устройства со ссылками на фиг. 1 и 2.

В специальном случае применения, схематически представленном на фиг. 3, силовая установка 20, содержащая турбореактивный двигатель 21, смонтированный в мотогондоле 22, подвешена при помощи пилона 23 под крылом 24 самолета. В представленном на фиг. 3 примере устройство реверсирования тяги данного турбореактивного двигателя содержит четыре поворотных створки, причем две створки 27 называются верхними при нормальном положении самолета на земле и две створки 37 называются нижними.

Используемое здесь количество поворотных створок адаптировано к типу конфигурации, представленной на фиг. 3, когда силовая установка подвешивается под крылом самолета. Оптимизация количества створок учитывает, в частности, явления, возникающие в результате управления струями реверсированного вторичного или холодного потока.

Предлагаемое изобретение, описанное ниже со ссылками на фиг. 3, остается применяемым к устройству реверсированной тяги, содержащему другое количество поворотных створок, число которых по меньшей мере должно быть равно двум, а также для других типов установки двигателей на самолете.

Отличительным образом в соответствии с предлагаемым изобретением ширина верхних створок 27 устройства реверсирования тяги, обозначенная позицией 25 на фиг. 3, несколько уменьшена по отношению к ширине нижних створок 37, обозначенной на фиг. 3 позицией 26. При этом в процессе функционирования данного устройства в режиме реверсирования тяги, то есть в том случае, когда створки устройства реверсирования тяги находятся в раскрытом положении, как это схематически показано на фиг. 3, расход воздуха, истекающего в направлении вверх, уменьшен, что снижает возможные неблагоприятные влияния на управляемость самолета даже в случае несанкционированного аварийного раскрытия створок данного устройства.

Кроме того, благодаря такой конструкции средняя плоскость каждой из верхних створок 27, след которой обозначен на фиг. 3 позицией 28, имеет ориентацию, более близкую к вертикальному направлению, обозначенному позицией 29, что также снижает упомянутые неблагоприятные эффекты.

Из сказанного выше следует также, что расход газа, истекающего в направлении вниз через отверстия, открывающиеся в результате раскрытия нижних створок 37, становится более значительным. Однако искомые характеристики с точки зрения исключения повторного всасывания при этом сохраняются, поскольку опасность повторного всасывания минимизируется вследствие того обстоятельства, что средняя плоскость каждой из упомянутых нижних створок 37, след которой обозначен на фиг. 3 позицией 30, имеет ориентацию, более близкую к горизонтальному направлению, обозначенному на фиг. 3 позицией 31.

В том варианте практического применения предлагаемого изобретения, который схематически представлен на фиг. 3, где данное устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя содержит четыре поворотные створки, ширина 25 двух створок 27 слева и справа может быть одинаковой и ширина 26 двух нижних створок 37 соответственно слева и справа также может быть одинаковой, как это схематически представлено на фиг. 3.

При этом могут быть использованы различные варианты реализации предлагаемого изобретения. Оптимизированные изменения ширины створок с целью получения искомого результата улучшения управляемости данного самолета в случае несанкционированного аварийного раскрытия створок устройства реверсирования тяги могут быть введены между верхней левой створкой и верхней правой створкой. Аналогичным образом может быть предусмотрена различная ширина для левой и правой нижних створок. В этом случае оптимизация может быть выполнена в функции ширины соответствующих верхних створок или в функции специальных требований к управлению реверсированным потоком газа, например, с целью направлять уменьшенный расход газа в сторону фюзеляжа данного самолета.

На фиг. 4 схематически представлен пример реализации такого варианта устройства реверсирования тяги турбореактивного двигателя в соответствии с предлагаемым изобретением, где ширина 32 верхней левой створки 107 несколько превышает ширину 33 верхней правой створки 117 и ширина 34 нижней правой створки 127 несколько превышает ширину 35 нижней левой створки 137. При этом в соответствии с предлагаемым изобретением ширина верхних створок в целом остается меньше ширины нижних створок данного устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя.

Формула изобретения

1. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее поворотные створки (27, 37, 107, 117, 127, 137), выполненные с возможностью в закрытом положении, то есть при функционировании силовой установки в режиме прямой тяги, соединения с наружной стенкой канала вторичного потока позади вентилятора данного турбореактивного двигателя, причем каждая из створок выполнена с возможностью поворота от приводного средства, управляющего перемещением створок таким образом, чтобы образовать препятствия отклонения потока в процессе функционирования данного устройства в режиме реверсированной тяги, отличающееся тем, что ширина (25, 32, 33) створок (27, 107, 117), располагающихся с определенной стороны, выполнена уменьшенной по отношению к ширине (26, 34, 35) створок (37, 127, 137), располагающихся с противоположной стороны по отношению к геометрической оси вращения данного турбореактивного двигателя.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что силовая установка, содержащая турбореактивный двигатель, установлена под крылом самолета, и данное устройство реверсирования тяги содержит четыре створки, причем ширина (25, 32, 33) верхних створок (27, 107, 117) выполнена уменьшенной по отношению к ширине (26, 34, 35) нижних створок (37, 127, 137) таким образом, чтобы обеспечить в режиме реверсирования тяги расход газов, истекающих в направлении вверх, менее значительный, чем расход газов, истекающих в направлении вниз.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что соответствующие значения ширины (32, 33) верхних створок (107, 117) отличаются друг от друга.

4. Устройство по п.2 или 3, отличающееся тем, что соответствующие значения ширины (34, 35) нижних створок (127, 137) отличаются друг от друга.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4