Охлаждаемое сопло

 

Изобретение предназначено для использования в авиадвигателестроении. Избирательно охлаждаемые, идущие в продольном направлении и смежные в окружном направлении расходящиеся элементы (54 и 55) ограничения потока (4) течения горячих выхлопных газов в расходящемся участке (48) выхлопного сопла (14) газотурбинного двигателя самолета и обеспечивающие возможность поворота расходящихся створок (54) и уплотнений (55) осесимметричного направляющего сопла (14). Устройство включает в себя смежные в осевом направлении передний и задний участки по меньшей мере одного из элементов ограничения выхлопного потока (обычно называемых створками и уплотнениями), при этом смежные передний и задний участки имеют соответственно переднюю и заднюю внутренние горячие поверхности, и крепежное устройство (56) для крепления заднего участка к переднему участку в одном по меньшей мере из двух положений. В первом из этих двух положений участки отстоят друг от друга с образованием зазора между участками, который обеспечивает возможность течения охлаждающего воздуха к задней внутренней горячей поверхности, а во втором из этих двух положений участки плотно примыкают друг к другу, по существу, предотвращая течение окружающего воздуха к задней внутренней горячей поверхности. Изобретение позволяет создать устройство для перевода выхлопного сопла газотурбинного двигателя самолета из эжекторного режима охлаждения внутренних горячих поверхностей расходящейся части сопла при подавлении характеристик инфракрасного излучения двигателя в неэжекторный режим для обеспечения максимальных эксплуатационных характеристик. 1 с. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Настоящее изобретение относится к области охлаждения выхлопных сопел газотурбинных двигателей, а точнее к преобразуемым эжекторным охлаждающим средствам для створок и/или уплотнений сопел.

Горячие сопла испускают инфракрасное излучение, которое крайне нежелательно для боевых самолетов. Сходящиеся и расходящиеся створки и уплотнения ограничивают горячий выхлопной поток и обычно используются для создания сопел с изменяемой площадью горловины и площадью на выходе. Эти элементы ограничения потока нагреваются, при этом расходящиеся створки и уплотнения создают нежелательную характеристику инфракрасного излучения двигателя и самолета. Инфракрасное излучение от газотурбинных двигателей обычно подавляют посредством экранирования и охлаждения горячих металлических конструкций двигателя. Охлаждение сопел может потребоваться или быть осуществлено и по конструктивным причинам. Охлаждающий воздух обычно втягивается из вентиляторного участка или компрессорного участка газотурбинного двигателя, что приводит к значительным затратам в виде расхода топлива и энергии. В соплах, в которых применяется эжекция охлаждающего воздуха, например такого типа, которые используются на некоторых двигателях General Electric J179, имеет место применение эжекторов щелевого типа, с тем, чтобы ввести охлаждающий воздух из окружающей атмосферы для подачи его к двигателю, чем обеспечивается уменьшение использования более дорогостоящего воздуха двигателя. Такие эжекторные сопла обеспечивают эффективное охлаждение в случае изменяемых горловин, но не могут быть легко приспособлены для охлаждения сопел, придающих направление силе тяги, например осесимметричных сопел с приданием направления выхлопу, которые имеют 2 степени свободы поворота створок и уплотнений. В заявке на патент N 08/072678, США, озаглавленной "Термический экран осесимметричных сопел с приданием направления выхлопу", раскрыты экранирующие средства и средства охлаждения для осесимметричных направляющих сопел, с тем чтобы эффективно охлаждать сопло и обеспечить экранирование испускаемого им инфракрасного излучения.

В одном из типов обычного газотурбинного двигателя выхлопное сопло включает в себя основные и вспомогательные выхлопные створки, расположенные так, чтобы образовывать переменную площадь сходящегося-расходящегося выхлопного сопла. Выхлопное сопло обычно выполняют осесимметричным или круглым, при этом выхлопной поток ограничивают соответственно основными или сходящимися створками и вспомогательными или расходящимися створками, располагаемыми по окружности вблизи друг от друга.

Расходящиеся створки, в частности, имеют передний конец, образующий горловину с минимальной площадью потока, и задний конец, имеющий большую площадь потока для образования расходящегося сопла, идущего далее по ходу от горловины. Расходящиеся створки могут изменяться, а это означает, что расстояние между расходящимися створками, когда они перемещаются из положения с меньшим радиусом в положение с большим радиусом, неизбежно должно увеличиваться. Соответственно, обычные уплотнения выхлопных сопел надлежащим образом крепятся между смежными расходящимися створками для ограничения выхлопного потока и предотвращения утечек выхлопного потока между расходящимися створками.

Усовершенствованное осесимметричное отклоняющее сопло - сопло AVEN®, разработано и защищено патентом США N 4994660, озаглавленным "Осесимметричное направляющее выхлопное сопло", на имя Hauer, права на который принадлежат правопреемнику рассматриваемой заявки на патент, введенным сюда посредством ссылки на него. Осесимметричное направляющее сопло обеспечивает средство для придания направления тяге в осесимметричном сходящемся/расходящемся сопле посредством универсального поворота расходящихся створок сопла асимметричным способом или, другими словами, поворота расходящихся створок в радиальном и тангенциальном направлениях по отношению к центральной линии сопла, имеющей неизменное направление.

В европейской заявке на патент 0518598А1 раскрыт термический экран для осесимметричного направляющего сопла, в котором в элементах, ограничивающих выхлопной поток, образованы эжекторные прорези, имеющие заданное местоположение.

Направляющие сопла, в частности осесимметричные направляющие выхлопные сопла такого типа, который раскрыт в патенте Hauer, обеспечивают возможность позиционирования расходящихся створок. Эти расходящиеся створки могут быть расположены не только симметрично по отношению к продольной центральной линии выхлопного сопла, но и асимметрично относительно нее для обеспечения тангажа и рыскания. В варианте сопла с приданием направления тяге используются три приводных устройства для придания направления, с тем чтобы обеспечивать поступательное движение и наклон кольца придания направления, что, в свою очередь, обеспечивает принудительное перемещение расходящихся створок в заданные положения. Угол наклона и направление наклона направляющего кольца соответственно определяют векторный угол и векторное направление сопла. Осевое поступательное перемещение направляющего кольца определяет выходную площадь (обычно обозначаемую А9) для данной площади горловины (обычно обозначаемой А8).

Удерживание створок и смежных с ними уплотнений в надлежащем месте весьма сложно обеспечить в случае осесимметричного сопла из-за изменения степени сдвига между створками и уплотнениями, задействованными в течение асимметричной работы сопла для придания направления тяге. Уплотнение должно удерживаться радиально по отношению к центральной линии сопла и в окружном направлении, с тем чтобы предотвратить возможность отсоединения уплотнений створок от смежных створок. Средство радиального удерживания уплотнений со створками раскрыто в патенте США N 5269467, озаглавленном "Устройство для удержания створок и уплотнений в направляющем выхлопном сопле", причем оно было разработано для противодействия противодавлению выхлопа, которое может создаваться, когда на радиальных наружных поверхностях уплотнения и створки имеет место более высокое давление, чем на радиальных внутренних поверхностях.

В современных самолетах многоцелевого назначения используются такие двигатели, как, например, двигатель GEF110 со сходящимися/расходящимися соплами, которые отвечают предъявляемым оперативным требования. Сходящиеся/расходящиеся сопла во взаимосвязи с последовательно идущим потоком имеют сходящийся участок, горловину и расходящийся участок. Обычно в этих соплах используются средства изменения площади как в горловине, так и на выходе. Этим обеспечивается сохранение желаемого отношения площадей выхода и горловины, которое, в свою очередь, обеспечивает эффективный контроль работы сопла. Работу сопла проектируют таким образом, чтобы обеспечить такую характеристику отношений (А9/А8) площадей выхода/горловины сопла, которая оптимальна для спроектированного цикла двигателя и идеально обеспечивает эффективное управление как при невысоких дозвуковых, так и при высоких сверхзвуковых скоростях полета. В этих типах сопел для обеспечения переменной работы обычно используют пневматические или гидравлические приводные устройства. Как правило, выходная площадь и площадь горловины механически связаны друг с другом таким образом, чтобы обеспечить характеристику отношения (А9/А8) площадей, которая представляет собой функцию площади (А8) горловины сопла. Характеристику отношения площадей обычно задают так, чтобы обеспечить эффективную работу двигателя в широком диапазоне, но, как правило, оптимальная эксплуатация при определенных условиях двигателя достигается за счет некоторого компромисса, с тем чтобы обеспечить адекватную эффективность во всем диапазоне работы двигателя. Сопла для придания направления тяге обычно обладают способностью независимого управления площадью выхода и площадью горловины, что обеспечивает возможность достижения двигателем более высокого эксплуатационного уровня в широком диапазоне условий его работы. Дополнительная выгода от независимого управления площадью выхода и горловины заключается в способности избыточного расширения системы расхождения сопла сверх ее оптимального эксплуатационного отношения площадей, с тем чтобы создать статическое давление на стенках системы расхождения, меньшее давления окружающей среды, чтобы тем самым втянуть воздух окружающей среды, имеющий меньшую температуру, в сопло, где он может быть использован для охлаждения компонентов системы расхождения. Давление окружающей среды, как и все условия окружающей среды, относится к условиям свободного потока вне самолета. Условия окружающей среды обычно также имеют место и в отсеках сопла, не находящихся под давлением, то есть в зоне, окружающей сходящиеся и расходящиеся створки, которая находится изнутри наружных створок или двигателя, либо других кожухов, окружающих створки сопла.

Успешная работа боевого самолета частично зависит от его способности оставаться необнаруженным во время полета датчиками инфракрасного излучения, находящимися в системах вооружения воздушного и наземного базирования, например в ракетах, запускаемых с земли или в воздухе. Высокие температуры выхлопных газов двигателя и горячих металлических деталей турбины, а также горячих металлических стенок, находящихся в непосредственном контакте с горячими газами, приводят к испусканию двигателем высоких уровней инфракрасной энергии. Военные самолеты, участвующие в боевых действиях, уязвимы зенитными ракетами, в которых используются весьма высокочувствительные датчики инфракрасного излучения.

Разработано определенное количество устройств для уменьшения инфракрасного излучения газотурбинных двигателей. В каждом типе конструкции делается попытка обеспечить сочетание аэродинамики, теплопередачи и геометрии, которое приводит к подавлению инфракрасного излучения при наименьшем влиянии на вес и мощность турбинного двигателя. В одном из таких типов геометрии используют концентрическое центральное тело внутри кольцеобразного канала. Эту геометрию подавления называют пробковым подавлением или подавлением центральным телом, а ее примеры приведены в патентах США N 4214441, 4044555, 3970252 и тому подобных. В некоторых патентах, например, в патенте США N 4544098, также предложено охлаждение створок потоком охлаждающего воздуха с той стороны створок, где находится путь прохождения горячего выхлопа. Эти средства подавления в виде полой центральной пробки, а также конструкции для охлаждения створок, приводят к затратам на дорогостоящие вентилятор и двигатель для компрессии воздуха, а также к затратам энергии, вследствие чего уменьшаются эффективность двигателя и радиус ведения боевых действий.

Задачей изобретения является создание устройства для перевода выхлопного сопла газотурбинного двигателя самолета из эжекторного режима охлаждения внутренних горячих поверхностей расходящейся части сопла при подавлении характеристик инфракрасного излучения двигателя во время выполнения первого вида боевой задачи, в неэжекторный режим для обеспечения максимальных эксплуатационных характеристик во время выполнения второго вида боевой задачи.

Эта задача согласно одному аспекту настоящего изобретения решается тем, что создано устройство для избирательного охлаждения идущих в продольном направлении и смежных в окружном направлении расходящихся элементов ограничения выхлопного потока, ограничивающих путь прохождения горячих выхлопных газов в расходящемся участке выхлопного сопла газотурбинного двигателя самолета, и обеспечения возможности поворота расходящихся створок и уплотнений осесимметричного направляющего сопла. Устройство включает в себя смежные в осевом направлении передний и задний участки по меньшей мере одного из элементов ограничения выхлопного потока (обычно называемых створками и уплотнениями), при этом смежные передний и задний участки соответственно имеют переднюю и заднюю внутренние горячие поверхности, и крепежное устройство для крепления заднего участка к переднему участку по меньшей мере в двух положениях. В первом из этих двух положений участки отстоят друг от друга с образованием зазора между ними, который обеспечивает возможность течения охлаждающего воздуха к задней внутренней горячей поверхности, а во втором из этих двух положений обеспечивается плотное примыкание участков, с тем чтобы фактически предотвратить течение охлаждающего воздуха к задней внутренней горячей поверхности. В более конкретном варианте осуществления настоящего изобретения обеспечивается крепежное устройство с пальцевым шарниром створки, включающее в себя первую заднюю корпусную часть, прикрепленную к заднему участку и имеющую по меньшей мере два задних выступа, первую переднюю корпусную часть, прикрепленную к переднему участку и имеющую по меньшей мере два передних выступа, при этом выступы задней и передней корпусных частей смыкаются и имеют центрируемые отверстия со съемным первым шарнирным пальцем, проходящим через них, причем съемный палец по существу перпендикулярен задней внутренней горячей поверхности. Поворотное соединение соединяет передний участок сопла с его горловиной и имеет по меньшей мере одну ось вращения, которая поперечна первому шарнирному пальцу и может представлять собой второй пальцевый шарнир, имеющий вторую заднюю корпусную часть, прикрепленную к переднему участку, и вторую переднюю корпусную часть, прикрепленную к заднему концу сходящегося элемента ограничения выхлопного потока у горловины, при этом сходящийся элемент ограничивает путь течения горячих выхлопных газов в сходящемся участке выхлопного сопла газотурбинного двигателя самолета. Второй шарнирный палец проходит через отверстия во вторых задней и передней корпусных частях.

Приводимый в качестве примера вариант осуществления настоящего изобретения обеспечивает устройство для избирательного охлаждения идущих в продольном направлении и смежных в окружном направлении расходящихся чередующихся створок и уплотнений, ограничивающих путь прохождению горячих выхлопных газов в расходящемся участке выхлопного сопла газотурбинного двигателя самолета, при этом сходящимися и расходящимися элементами являются сходящиеся и расходящиеся створки и уплотнения, причем между сходящимися и расходящимися элементами образуется горловина. В дополнительном варианте осуществления конструкции создано удерживающее устройство для обеспечения удерживания расходящихся створок и уплотнений, при этом оно включает в себя каналы, имеющие идущие в поперечном направлении стенки, крепящиеся на створках, удерживающие выступы, несомые уплотнениями и с обеспечением подвижности расположенные внутри каналов, и установочное устройство, чтобы обеспечить удерживающие выступы двумя степенями свободы перемещения относительно соответствующей створки внутри одного из соответствующих каналов. Установочное устройство может включать в себя поворотный стержень, имеющий противоположно расположенные первое и второе поворотные плечи, и соответствующие удаленные первый и второй концы выступов, при этом каждый из концов выступов поддерживает один из удерживающих выступов внутри одного из каналов, а поворотный стержень с возможностью поворота удерживается в том месте, где плечи сходятся на стойке уплотнения.

Настоящее изобретение обеспечивает преимущества по сравнению с имеющимися конструкциями сопел за счет возможности быстрого изменения конфигурации выхлопного сопла двигателя самолета, что позволяет уменьшить характеристики инфракрасного излучения самолета, чем обеспечивается улучшение боевых характеристик, а за счет этого обеспечивается возможность совершения самолетом полетов для выполнения двух отличающихся друг от друга видов боевых задач. Это позволяет получить выгоды в отношении затрат за счет того, что один тип самолета может совершать полеты с выполнением более широкого диапазона задач. Другое преимущество настоящего изобретения заключается в сходстве монтажного оборудования с существующими соплами, что в случае сопла, сконструированного согласно настоящему изобретению, облегчает и удешевляет переоборудование двигателей по сравнению с конструкцией AVEN сопел известного уровня техники. Настоящее изобретение также обеспечивает соединения (необходимые для придания направления тяге в случае осесимметричного сопла), которые используются для приспосабливания сопловых эжекторов, которые существенно увеличивают срок службы расходящихся створок и уплотнений. Сопла действуют более эффективно, чем предшествующие AVEN сопла, поскольку вне радиальной плоскости поворот выполняется позади горловины, за счет чего можно избежать искажения потока или влияния на работу горловины, что представляется важным для работы горловин. Это также делает работу горловин более предсказуемой, что обеспечивает более широкие возможности для конструкторов самолетов и двигателей в процессе проектирования и получение от самолета и двигателя больших возможностей ведения наступательных действий.

Отличительные признаки настоящего изобретения представлены в пунктах формулы изобретения. Изобретение, включая его дополнительные цели и преимущества, более подробно описано совместно с прилагаемыми фигурами, на которых: на фиг. 1 представлен вид в перспективе осесимметричного направляющего выхлопного сопла, иллюстрирующий эжекторное охлаждающее устройство согласно одному из вариантов осуществления настоящего изобретения; на фиг. 2 представлен увеличенный вид эжекторного охлаждающего устройства направляющего выхлопного сопла, выполненного согласно фиг. 1; на фиг. 3 представлен вид по вертикали части створки с конфигурацией в эжекторной форме согласно варианту осуществления настоящего изобретения, представленному на фиг. 1; на фиг. 4 представлен вид по вертикали части створки с конфигурацией в незжекторной форме, выполненной согласно варианту осуществления настоящего изобретения, представленному на фиг. 1; на фиг. 5 представлен вид по вертикали части уплотнения с конфигурацией в эжекторной форме согласно варианту осуществления настоящего изобретения, представленному на фиг. 1; на фиг. 6 представлен вид по вертикали части уплотнения с конфигурацией в неэжекторной форме согласно варианту осуществления настоящего изобретения, представленному на фиг. 1.

Вариант осуществления настоящего изобретения представлен на фиг. 1 в виде сопловой охлаждающей системы, в общем обозначенной позицией 2, для осесимметричного сопла 14, придающего направление силе тяги, в выхлопном участке 10 газотурбинного двигателя самолета (показан частично). Сопловая охлаждающая система 2 имеет обратимые средства для течения охлаждающего воздуха по идущим в продольном направлении внутренним горячим поверхностям S расходящихся створок 54 и уплотнений 55, которые ограничивают горячий выхлопной поток 4 в расходящемся участке 48 сопла 14, с тем чтобы охладить расходящийся участок сопла 14 для подавления инфракрасного излучения. Охлаждающий воздух втягивается из отсека 6 сопла двигателя, который находится приблизительно в условиях окружающей среды, будучи более холодным, чем горячие поверхности S. Выхлопной участок 10 во взаимосвязи с последовательно проходящим потоком содержит канал с фиксированной площадью или кожух 11 двигателя, отстоящий в радиальном направлении наружу от облицовки 12 форсажной камеры, и осесимметричное сопло 14 сходящегося/расходящегося типа для придания направления тяге.

Если опять обратиться к фиг. 1, то сопло 14 во взаимосвязи с последовательно идущим потоком содержит сходящийся участок 34, горловину 40 с переменной площадью и расходящийся участок 48. Сходящийся участок 34 включает в себя большое количество основных или сходящихся створок 50, расположенных по окружности вокруг центральной линии 8 двигателя с перекрытием основных или сходящихся уплотнений 51, расположенных между и в обеспечивающем уплотнение зацеплении с обращенной радиально внутрь поверхностью смежных в окружном направлении сходящихся створок 50. Каждая из сходящихся створок 50 своим передним концом шарнирно прикреплена к кожуху 11 посредством первого поворотного, выполненного по типу серьги, соединения 52. Расходящаяся створка 54 своим передним концом 53 шарнирно прикреплена к заднему концу 188 расходящейся створки 50 посредством первого соединительного средства с одной степенью свободы вращения в форме пальцевого шарнира 56 сопла, в общем в осевом положении внутри сопла 14, которое совпадает с горловиной 40. Расходящиеся створки 54 в общем расположены по окружности вокруг центральной линии 8 двигателя с перекрытием расхождения или расходящихся уплотнений 55, расположенных между и в обеспечивающем уплотнение зацеплении с обращенной радиально внутрь поверхностью смежных в окружном направлении расходящихся створок 54. Расходящиеся уплотнения 55 сконструированы таким образом, чтобы уплотняться о расходящиеся створки 54 в течение работы сопла, когда давление сопла - давление в радиальном внутреннем направлении створок и уплотнений, обычно больше, чем давление снаружи сопла, обычно давления окружающей среды или давления отсека сопла. Горловина 40 имеет площадь, обычно обозначенную А8, а выход 44 сопла обычно находится в конце расходящихся створок 54 и имеет площадь, обычно обозначаемую А9.

На фиг. 2 более подробно представлена схема, используемая для крепления расходящихся створок 54 и уплотнений 55 соответственно к сходящимся створкам 50 и уплотнениям 51, с тем чтобы избирательно обеспечивать осесимметричное придание направления силе тяги. Пальцевый шарнир 56 сопла обеспечивает расходящиеся створки 54 возможностью поворота вокруг шарнирной оси 180 в радиальном направлении по отношению к центральной линии 8 на фиг. 1. Пальцевый шарнир 56 сопла имеет заднюю корпусную часть 182 с большим количеством выступов, прикрепленную к переднему участку 49F расходящейся створки 54, и переднюю корпусную часть 184 с большим количеством выступов, прикрепленную к заднему концу 188 сходящейся створки 50 у горловины 40. Задняя корпусная часть 182 и передняя корпусная часть 184 имеют большое количество смыкающихся выступов 189 со сцентрированными отверстиями 187 и съемным передним шарнирным пальцем 183, расположенным в них. Этим обеспечивается шарнирное соединение, которое соединяет передние участки 49F расходящихся створок 54 с относительно фиксированной горловиной 40 сопла 14.

На фиг. 2 также представлено преобразуемое или избирательное средство для обеспечения эжекторного тонкослойного охлаждения расходящихся створок и уплотнений. Каждые из расходящихся створок 54 и уплотнений 55 разделены на идущие в осевом направлении смежные соответственно передний и задний участки 49F и 49A, каждый из которых имеет соответственно переднюю и заднюю внутренние горячие поверхности 47F и 47A. Задний участок 49A прикреплен к переднему участку 49F с помощью крепежного средства, которое обеспечивает возможность крепления заднего участка относительно переднего участка в одном по меньшей мере из двух положений. В первом из этих двух положений участки отстоят друг от друга с формированием зазора 106 с кольцевым диаметром D между участками, который обеспечивает возможность течения охлаждающего воздуха 102 к задней внутренней горячей поверхности 47A, а во втором из этих двух положений участки плотно примыкают друг к другу, так что фактически препятствуют течению охлаждающего воздуха 102 к задней внутренней горячей поверхности. Зазор 106 по существу формирует кольцевую щель вокруг сопла 14 между частично перекрывающимися концами 107 соответственно переднего и заднего участков 49F и 49A. Щель помогает удерживать охлаждающий воздух 102 на задней внутренней горячей поверхности 47A, что дополнительно усиливает охлаждение в эжекторном режиме, в частности для понижения характеристик инфракрасного излучения. Этим обеспечивается возможность установки сопла либо в эжекторный режим охлаждения с открытым зазором 106, либо в неэжекторный режим охлаждения с фактически закрытым зазором. Переключение с одного режима на другой выполняется относительно просто и может быть осуществлено в условиях ведения боевых действий.

Круговое центрирование расходящегося уплотнения 55 со сходящимся уплотнением 51 выполняют посредством осевого центровочного средства, в общем обозначенного позицией 160, которое включает в себя удлиненный палец 162, проходящий наружу и перпендикулярно от задней стороны 161 сходящегося уплотнения 51 и расположенный внутри более широкой и в общем идущей в осевом направлении удлиненной прорези 164 в центровочном выступе 168, который прикреплен к криволинейной кромке 172 расходящегося уплотнения 55. Кромка 172 перекрывает сходящееся уплотнение 51 и обеспечивает контактное уплотняющее действие со сходящимся уплотнением с возможностью его радиального поворота и некоторого скольжения в окружном направлении для приспосабливания к придаваемому направлению сопла 14. Сопло Hauer в патенте США N 4994660 имеет универсальное соединение между сходящимися створками 50 и расходящимися створками 54. Настоящее изобретение обеспечивает ту же самую степень радиального и окружного поворота в двух отдельных местах по оси сопла 14. Посредством обеспечения окружного перемещения расходящихся створок 54 далее по ходу от горловины сопла, согласно настоящему изобретению, вне радиальной плоскости поворот потока выполняется за горловиной, за счет чего удается избежать искажения потока и других нежелательных воздействий на работу горловины. Это также позволяет сделать работу горловины более предсказуемой, чем обеспечиваются большие возможности для конструкторов при проектировании двигателей и самолетов для большего полетного охвата с большими возможностями ведения наступательных боевых действий.

На фиг. 3 представлено первое положение переднего и заднего участков 49F и 49A соответственно расходящихся створок 54, при этом сопло 14 находится в эжекторном режиме охлаждения, а на фиг. 4 представлено второе положение переднего и заднего участков 49F и 49A соответственно расходящихся створок 54, при этом сопло находится в неэжекторном режиме. На фиг. 5 представлено первое положение переднего и заднего участков соответственно 49F и 49A расходящихся уплотнений 55, при этом сопло 14 находится в эжекторном режиме охлаждения, а на фиг. 6 представлено второе положение переднего и заднего участков соответственно 49F и 49A расходящихся уплотнений 55, при этом сопло находится в неэжекторном режиме.

На фиг. 2-6 представлено крепежное средство с приведенной в качестве примера формой пальцевого шарнира 110 створки, который имеет первую заднюю корпусную часть 111, прикрепленную к заднему участку 49A, имеющую по меньшей мере два задних выступа 113A, первую переднюю корпусную часть 112, прикрепленную к переднему участку 49F и имеющую по меньшей мере два передних выступа 113F, при этом выступы передней и задней корпусных частей смыкаются и имеют совпадающие отверстия 116 со съемным первым шарнирным пальцем 119, проходящим через них. Съемный шарнирный палец 119 фактически перпендикулярен задней внутренней горячей поверхности 47A и шарнирной оси 180, которая представляет собой ось вращения, поперечную первому шарнирному пальцу 119. Первый шарнирный палец 119 обеспечивает возможность поворота задних участков 49A расходящихся створок 54, по существу, в окружном направлении относительно горловины и центральной линии 8 двигателя, причем этот поворот в сочетании с поворотом передних участков 49F расходящихся створок 54 определяет направление тяги двигателя посредством задания вектора или направления горячего выхлопного потока 4. Задний участок 49A крепится к переднему участку 49F с помощью крепежного средства, которое обеспечивает возможность крепления заднего участка относительно переднего участка в одном по меньшей мере из двух положений, определяемых в зависимости от того, где находятся два выступа 113A задней корпусной части - выше или ниже соответствующих двух выступов 113F передней корпусной части.

Смежные расходящиеся створки 54 и уплотнения 55, которые обычно находятся во взаимосвязи, обеспечивающей уплотняющее действие за счет перекрытия, располагаются вокруг центральной линии сопла, не изменяемой по направлению, которая совпадает с центральной линией 8 двигателя. Уплотнения 55 расположены радиально внутрь от смежных створок и спроектированы таким образом, чтобы обеспечивать уплотняющее действие по отношению к створкам в течение нормальной работы сопла, когда давление в сопле - давление, направленное радиально внутрь от створок 54 и уплотнений 55, обычно больше давления в отсеке 6 сопла. Средство 120 удержания переднего расходящегося уплотнения и средство 124 (также в общем представленное на фиг. 1) удержания заднего расходящегося уплотнения удерживают расходящиеся уплотнения у расходящихся створок в процессе придания направления тяге и когда давление в отсеке 6 повышается сверх давления в расходящемся участке сопла 14. Сопло 14 определяет направление тяги посредством позиционирования расходящихся створок 54 и уплотнений 55 асимметрично относительно центральной линии 8, а следовательно радиального и окружного положений, и ориентации, и с этой целью созданы переднее и заднее удерживающие средства соответственно 120 и 124, с тем чтобы удерживать уплотнение 55 у створки 54 при градиентах обратного давления, что описано ранее. Они подобны средствам удержания уплотнения у створки, раскрытым в патенте США N 5269467.

Большое количество кулачковых роликов 62 расположено в основном кольце 66, которое, в свою очередь, совершает поступательное движение вперед-назад посредством большого количества основных приводных устройств 70, при этом в предпочтительном варианте осуществления конструкции имеется четыре таких устройства. Переменная площадь A8 горловины регулируется под действием кулачкового ролика 62 на поверхности 60, которая образована на задней части расходящейся створки 50. В течение работы высокое давление выхлопных газов внутри сопла приводит к перемещению сходящихся створок 50 и расходящихся створок 54 радиально наружу, тем самым обеспечивая удержание поверхности 60 в контакте с одним из кулачковых роликов 62. Кольцевая опора 76 приводного устройства прикреплена к кожуху 11 двигателя, при этом основное приводное устройство 70 с возможностью поворота подсоединено к опоре посредством универсального шарового шарнира 74. Основное приводное устройство 70 имеет шток 73, который, в свою очередь, подсоединен к основному пальцу 66 посредством сферического соединения 68.

Большое количество направляющих приводных устройств 90, три в предпочтительном варианте осуществления конструкции, расположены по окружности вокруг кожуха 11 на равном угловом расстоянии друг от друга и прикреплены к опоре 76 посредством универсальных шаровых шарниров 94 таким же образом, как и приводные устройства 70. Приводное кольцо 86 подсоединено к направляющим приводным устройствам 90 на заднем конце штока 93 посредством сферического соединения 96. Этим обеспечивается возможность осевого перемещения приводного кольца 86 и его наклона вокруг центральной линии 8, с тем чтобы регулировать его ориентацию. Приводное кольцо 86 управляет положением или поворотом расходящихся створок 54.

Пальцевый шарнир 56 сопла и пальцевый шарнир 110 створки обеспечивают возможность радиального поворота переднего участка 49F расходящихся створок 54 относительно центральной линии 8 двигателя, а также обеспечивают возможность поворота задних участков 49A расходящихся створок в общем в окружном направлении относительно горловины и центральной линии 8 двигателя. Этим эффективно обеспечивается поворот задних участков 49A расходящихся створок 54 как в радиальном, так и в окружном направлениях для изменения направления тяги двигателя посредством изменения вектора или направления горячего выхлопного потока 4. Поворот переднего и заднего участков 49F и 49A расходящихся створок 54 регулируют способом, обеспечивающим большое количество степеней свободы посредством большого количества Y-образных рам 59, имеющих управляющие плечи 58a и 58b, которые при работе соединяют вспомогательное приводное кольцо 86 с задними участками 49A расходящихся створок 54. Другие створки 64 по меньшей мере частично удерживаются Y-образными рамами 59 и обеспечивают хороший и гладкий аэродинамический профиль внешней части сопла.

Управляющие плечи 58a и 58b подсоединены к приводному кольцу 86 посредством сферических соединений 82 с тремя степенями свободы, которые обеспечивают поворот Y-образных рам 59 по типу поворота серьги, при этом Y-образная рама подсоединена к заднему концу расходящейся створки 54 посредством сферического соединения 84. Это соединение может действовать так, чтобы преобразовывать изменение ориентации приводного кольца 86 в имеющее большое количество степеней свободы изменение поворота или орбитального перемещения расходящейся створки 54, при этом каждая расходящаяся створка может быть повернута на разные углы. Использование сферических соединений 82 для крепления управляющих плеч 58a и 58b обеспечивает поворот Y-образной рамы 59 по типу поворота серьги с предотвращением каких-либо скручивающих нагрузок, которые могли бы быть сообщены управляющим плечам 58a и 58b или передаваться обратно к приводному кольцу 86. Несущая часть 92 обеспечивает крепление для расходящейся створки 54 и опору для соединений 84, а также для первой задней корпусной части 111 и первой передней корпусной части 112 на их двух противоположных концах.

Приводное кольцо 86 удерживается посредством трех идущих в осевом направлении регулируемых опорных средств 100, равноотстоящих по углу по окружности кожуха 11, посредством чего обеспечивается осевое перемещение и шарнирное подсоединение приводного кольца 86 обеспечивающими придание направления приводными устройствами 90. A-образная рама 210, перемещаемая в осевом направлении, поддерживает приводное кольцо 86 посредством имеющего 3 степени свободы сферического соединения 206. A-образная рама 210 шарнирно прикреплена к ползуну 220 шарнирным средством 208 типа серьги в форме сферических соединений у концов плеч 211а и 211б. Использование сферических соединений по концам плеч 211а и 211б обеспечивает для A-образной рамы 210 шарнир типа серьги, а также исключает передачу нагрузок кручения, которые могут прилагаться к плечам. Ползун 220 имеет возможность скольжения вдоль полого стержня 226, который прикреплен к кожуху 11 двигателя посредством переднего кронштейна 230 и заднего кронштейна 236. Опорное средство 100 приводного кольца обеспечивает возможность осевого перемещения приводного кольца 86 вперед и назад, а также наклона для изменения его ориентации. Более подробное описание опорного средства 100 приводного кольца можно найти в патенте США N 5174502 на имя Lippmeier и др., озаглавленном "Опора для перемещаемого направляющего кольца сопла", который введен сюда посредством ссылки на него.

Сопла, предназначенные для придания направления тяге, придают ей направление посредством позиционирования расходящихся створок 54 и уплотнений 55 асимметрично относительно центральной линии 8, а следовательно посредством радиального и окружного положений, и ориентации расходящихся створок и уплотнений. Приводное, придающее направление кольцо 86 совершает поступательное перемещение и шарнирное перемещение вокруг центральной линии 8 посредством по меньшей мере трех придающих направление приводных устройств 90, которые также используются для поступательного движения направляющего кольца, с тем чтобы привести в соответствие и/или отрегулировать переменную выходную площадь А9 и установить отношение А9/А8 площади горловины к площади выхода. Переменная площадь А8 горловины может быть установлена независимо посредством поступательного движения основного кольца 66 с помощью основных приводных устройств 70. Как вариант, для установления отношения А9/А8 площади горловины к площади выхода в сочетании могут быть использованы настройки как приводных устройств, так и колец.

На фиг. 2 более подробно представлено переднее удерживающее средство 120, имеющее идущий в поперечном направлении передний канал 126, включающий в себя стенки 128, крепящиеся на задней части створки 54. Сферический передний удерживающий выступ 130 опирается на уплотнение 55 у конца переднего плеча 132 и с обеспечением подвижности расположен внутри переднего канала 126.

Небольшая ширина переднего канала 126 ограничивает перемещение переднего удерживающего выступа 130 и обеспечивает его одной степенью свободы перемещения в направлении, поперечном осевому направлению, а также обеспечивает возможность вращения выступа внутри переднего канала. Поворотный стержень 140 прикреплен с возможностью поворота вокруг оси 141 передней стойки 142, предпочтительно отлитой совместно с передней частью задней стороны уплотнения 55 и проходящей от нее радиально наружу. Поворотный стержень 140 прикреплен к передней стойке 142. Передняя стойка 142 может быть выполнена с резьбовой нарезкой в верхней части, а механически обработанная фланцевая втулка используется для шарнирного удерживания поворотного стержня 140, закрепленного посредством гайки на имеющей резьбовую нарезку верхней части передней стойки. Сферический передний удерживающий выступ 130 выглядит и действует в некоторой степени подобно шаровому шарниру прицепа. Выступы необходимы для сохранения контакта в передних каналах расходящейся створки, когда происходит придание направления выхлопному соплу. Это более четко показано в патенте США N 5269467 в виде альтернативного переднего стопорного средства, имеющего нагруженные пружиной сферические передние удерживающие выступы 130, каждый из которых установлен на валу 133, который с возможностью скольжения расположен внутри отверстия в каждом из передних плеч 132 поворотного стержня 140 (не показано).

Заднее удерживающее средство 124 имеет идущий в поперечном направлении задний канал 146, включающий в себя стенки 148 и установленный на задней стороне расходящейся створки 54. Задний удерживающий выступ 150 опирается на расходящееся уплотнение 55 на конце заднего плеча 152 и с обеспечением подвижности расположен внутри заднего канала 146. Заднее установочное средство выполнено для того, чтобы способствовать расположению смежных расходящихся створок 54 и расходящихся уплотнений 55 посредством позиционирования заднего удерживающего выступа 150 внутри заднего канала 146, когда смежные расходящееся уплотнение 55 и расходящаяся створка 54 перемещаются, и, в частности, когда их ориентация по отношению друг к другу изменяется в течение придания направления тяге. Заднее установочное средство характеризуется относительно большой шириной заднего канала 146, который обеспечивает перемещение с двумя степенями свободы заднего стопорного выступа 150 по отношению к створке 54 в поперечном и продольном направлениях. У опорных концов выступов задних плеч 152 может быть обеспечен крюк, а конец заднего канала 146 может иметь окружное удерживающее средство, с тем чтобы предотвратить рассоединение между уплотнением 56 и створкой 54. Это более подробно разъяснено в патенте США N 5269467.

Хотя для разъяснения принципов изобретения полностью описан предпочтительный вариант осуществления его конструкции, понятно, что без отклонения от объема изобретения, который определен прилагаемыми пунктами формулы изобретения, могут быть выполнены различные модификации предпочтительного варианта осуществления конструкции.

Формула изобретения

1. Устройство избирательно охлаждаемых, идущих в продольном направлении и смежных в окружном направлении расходящихся элементов (54, 55) ограничения выхлопного потока (4) горячих газов в расходящемся участке (48) выхлопного сопла (14) газотурбинного двигателя самолета, при этом упомянутое устройство (2) содержит смежные в осевом направлении передний и задний участки (49F и 49А) по меньшей мере одного из ограничительных элементов (54 и 55) выхлопного потока, имеющие соответственно переднюю и заднюю внутренние горячие поверхности (47F и 47 А), крепежное средство для крепления заднего участка (49А) к переднему участку (49F) в одном по меньшей мере из двух положений, в первом из которых упомянутые участки отстоят друг от друга с формированием между ними зазора (106), который обеспечивает течение охлаждающего воздуха (102) к задней внутренней горячей поверхности (47А), и во втором из которых эти участки располагаются с плотным примыканием друг к другу, с тем чтобы по существу предотвратить течение охлаждающего воздуха (102) к упомянутой задней внутренней горячей поверхности (47А), отличающееся тем, что крепежное средство представляет собой пальцевый шарнир (110) створки, содержащий первую заднюю корпусную часть (111), прикрепленную к заднему участку (49А) и имеющую по меньшей мере два задних выступа (113А), первую переднюю корпусную часть (112), прикрепленную к переднему участку (49F) и имеющую по меньшей мере два передних выступа (113F), при этом задние и передние выступы (113А и 113F) смыкаются и имеют сцентрированные отверстия (116) со съемным первым шарнирным пальцем (119), который проходит через них и по существу перпендикулярен задней внутренней горячей поверхности (47А).

2. Устройство для ограничения выхлопного потока по п.1, отличающееся тем, что дополнительно содержит поворотное соединение (56) между первым участком (49F) и горловиной (40) сопла (14), при этом упомянутое шарнирное соединение имеет по меньшей мере одну ось (180) вращения, которая поперечна шарнирному пальцу (110) створки.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что поворотное соединение (56) содержит второй пальцевый шарнир (183), имеющий заднюю корпусную часть (182), прикрепленную к переднему участку (49F), переднюю корпусную часть (184), прикрепленную к заднему концу (188) сходящегося элемента (50) ограничения выхлопного потока у упомянутой горловины (40), который представляет собой одни из большого количества сходящихся элементов (50 и 51), ограничивающих поток (4) горячих выхлопных газов в сходящемся участке (34) выхлопного сопла (14) газотурбинного двигателя самолета, второй шарнирный палец (183), проходящий через отверстия (187) в упомянутых вторых задних и передних корпусных частях.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что упомянутые элементы ограничения выхлопного потока включают в себя створки 54 и уплотнения и дополнительно содержат удерживающее средство (120) для обеспечения совместного удержания створок (54) и уплотнений (55), при этом упомянутое удерживающее средство (120) для уплотнений содержит канал (126), имеющий идущие в поперечном направлении стенки (128), установленные на створках (54), удерживающие выступы (130), опирающиеся на уплотнения (55) и расположенные внутри каналов (126) с обеспечением перемещения, установочное средство для обеспечения удерживающих выступов (130) двумя степенями свободы перемещения относительно соответствующей створки внутри соответствующего одного из упомянутых каналов (126).

5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что установочное средство содержит поворотный стержень (140), имеющий направленные противоположно первое и второе поворотные плечи, и соответствующие дальние первый и второй концы, каждый из которых поддерживает один из упомянутых удерживающих выступов (130) внутри одного из каналов (126), при этом поворотный стержень (140) установлен с возможностью поворота вокруг оси (141), где упомянутые плечи сходятся на стойке уплотнения.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6