Гондола реактивного двигателя летательного аппарата



Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата
Гондола реактивного двигателя летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2472959:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН(САС) (FR)

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью. Гондола содержит стенку, концентрически окружающую, по меньшей мере частично, реактивный двигатель, и образующую с последним кольцевой канал внутреннего потока газа. Кольцевой канал имеет на конце, называемом выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока. Также гондола содержит средства перемещения по продольной оси, по команде, части стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока. Это продольное перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие, имеющее продольный размер, через которое радиально естественным образом выходит часть внутреннего потока, называемого потоком утечки, а другая часть внутреннего потока, направляемая стенкой гондолы, содействует тяге реактивного двигателя. Гондола содержит устройство для образования газового барьера, который простирается, по меньшей мере, по части продольного размера упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия. Газовый барьер противодействует таким образом естественному выходу через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие, по меньшей мере, части потока утечки. Изобретение позволяет увеличить тягу реактивного двигателя. 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата, снабженной системой с регулируемым соплом.

Первоначально системы с регулируемым соплом были разработаны для использования в военной авиации.

Эти системы позволяют значительно улучшить термодинамические характеристики турбомашины.

Турбомашины, установленные на пассажирских самолетах, обычно не снабжены системой с регулируемым соплом.

Действительно, традиционные системы с регулируемым соплом приводят к весьма значительным размерным ограничениям, которые непосредственно связаны с периметром сопла, сечение которого должно быть изменяемым.

Однако турбомашины, которыми оборудованы пассажирские самолеты, характеризуются повышенной степенью двухконтурности, составляющей, по существу, от 4 до 8, что приводит к относительно большим диаметрам сопла.

По этой причине встраивание в пассажирские самолеты традиционных систем с регулируемым соплом может вызвать значительное повышение сложности и массы гондолы реактивного двигателя при ухудшении аэродинамических качеств силовой установки, что не является приемлемым.

Документ FR 1479705 описывает гондолу реактивного двигателя летательного аппарата, содержащую стенку гондолы, концентрически окружающую реактивный двигатель и образующую с последним кольцевой канал (26) внутреннего потока газа.

Стенка гондолы содержит неподвижную входную часть стенки и подвижную под действием силовых цилиндров выходную часть стенки.

При перемещении подвижной выходной части между двумя частями стенки образуются отверстия, и кольцевое сопло, выполненное на внутренней периферии кольцевого канала, нагнетает воздух, отклоняющий воздух, идущий от вентилятора, через созданные таким образом отверстия для содействия реверсирования тяги.

Объектом настоящего изобретения является гондола реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель по продольной оси, при этом гондола содержит стенку, концентрически окружающую, по меньшей мере, частично, реактивный двигатель, и образует с последним кольцевой канал для внутреннего потока газа, имеющий на конце, называемым выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока, отличающаяся тем, что гондола содержит средства перемещения, по команде, части стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока, причем это перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие продольного расширения, при этом гондола содержит устройство для образования газового барьера (fi), который простирается, по меньшей мере, по части продольного расширения, по меньшей мере, одного упомянутого отверстия для противодействия естественному выходу наружу через, по меньшей мере, одно упомянутое отверстие части потока, называемого потоком утечки.

Изменяя проходное сечение выхода потока перемещением части стенки гондолы, легко и просто изготавливают сопло с регулируемым сечением для турбомашины с высокой степенью двухконтурности, даже с очень высокой степенью двухконтурности.

Кроме того, газовое устройство позволяет простым образом ограничить и даже перекрыть естественный проход части внутреннего потока (утечку) через одно или несколько отверстий, выполненных в стенке. Действительно, устройство создает в одном или в нескольких отверстиях, или вблизи входа к последнему(им) препятствие в форме контролируемой циркуляции газа. Этот газовый экран простирается вдоль продольного расширения отверстия или отверстий. Наличие этого газового препятствия направляет, таким образом, внутренний газовый поток в кольцевой канал.

Поток утечки не может, таким образом, появиться, выходя из гондолы через одно или несколько созданных отверстий (за исключением, во всяком случае, при определенных обстоятельствах весьма незначительной части потока). Так, благодаря изобретению почти весь внутренний поток газа участвует непосредственно в создании тяги реактивного двигателя. Изобретение позволяет, таким образом, повысить эффективность реактивного двигателя, оборудованного системой с регулируемым соплом, по сравнению с реактивным двигателем, оборудованным системой с регулируемым соплом, в которой весь поток утечки выходил бы через одно или несколько отверстий, созданных механизмом регулируемого сопла.

Мешая практически полностью возникновению этого потока утечки, значительно уменьшают аэродинамические потери по сравнению с реактивным двигателем, который был бы оборудован только системой с регулируемым соплом без газового барьера: явления турбулентности почти исключаются, вследствие чего уменьшается лобовое сопротивление. Таким образом, улучшаются аэродинамические характеристики силовой установки.

В турбомашине с высокой степенью двухконтурности диаметр вентилятора является весьма значительным, так что возможное изменение проходного сечения выхода потока является достаточно важным для оказания значительного влияния на работу вентилятора. Эффективность двигательной системы, таким образом, увеличивается в процессе каждой фазы полета.

Кроме того, адаптация системы с регулируемым соплом к турбомашинам, установленным на пассажирских самолетах, в фазах полета с низкой скоростью (взлет, заход на посадку и приземление) позволит уменьшить скорости выброса воздуха из турбомашины, уменьшая настолько же сопутствующее звуковое излучение. Это преимущество является определяющим параметром в современном авиационном контексте, где акустические ограничения становятся все более строгими в отношении пассажирских самолетов.

Система с регулируемым соплом, таким образом, имеет явные преимущества в области аэродинамических и термодинамических характеристик, когда она встроена в турбомашину с высокой и даже очень высокой степенью двухконтурности.

В соответствии с отличительным признаком устройство для образования газового барьера содержит средства для нагнетания газа с высокой энергией под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

Это газовое устройство, простое и эффективное, использует неподвижные средства для нагнетания газа и используемая энергия может происходить из самой гондолы (например, воздух под давлением, выходящий из реактивного двигателя).

По меньшей мере, один из термодинамических или аэродинамических параметров нагнетаемого газа позволяет контролировать направление, заданное потоку нагнетаемого газа и количество этого потока.

Следует отметить, что один или несколько одинаковых термодинамических и аэродинамических параметров могут быть использованы для контроля как ориентации потока нагнетаемого газа, так и его количества.

Обычно эффективность газового индуктора (процентное отношение контролируемых утечек по отношению к общим утечкам без газового устройства) зависит от аэродинамических (скорость, степень турбулентности и т.д.) и термодинамических (давление, температура, расход) свойств нагнетаемого газа с высокой энергией.

В соответствии с вариантом осуществления гондола содержит также газовое устройство для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие.

Гондола содержит, таким образом, два газовых устройства с различным и неодновременным функционированием: одно - для противодействия проходу всего или части потока утечки через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие и другое - для отбора контролируемым образом количества внутреннего потока и его удаления в контролируемом направлении (к входной части, поперечно или к выходной части).

В соответствии с отличительным признаком газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

В соответствии с отличительным признаком средства для нагнетания установлены со стороны входа и/или выхода упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком средства для нагнетания установлены на внутренней поверхности и/или внешней поверхности стенки гондолы, которая ограничивает кольцевой канал по его внешней периферии.

Когда средства для нагнетания установлены на внутренней поверхности и на внешней поверхности стенки гондолы, то, таким образом, располагают двойной контролируемой циркуляцией газа: контролируемая циркуляция благодаря газу, нагнетаемому с внешней поверхности стенки для образования газового препятствия в одном или нескольких отверстиях, и контролируемая циркуляция благодаря газу, нагнетаемому с внутренней поверхности для реализации газовой системы инверсии тяги.

Следует, однако, отметить, что вторая контролируемая циркуляция, действующая с внутренней поверхности стенки, может быть также использована для образования газового препятствия под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

В соответствии с отличительным признаком устройство для образования газового барьера содержит, по меньшей мере, один подвижный элемент отклонения нагнетаемого газа, который расположен смежно со средствами нагнетания, установленными на внутренней поверхности стенки гондолы, по меньшей мере, частично, в упомянутом, по меньшей мере, одном отверстии.

Элемент отклонения служит для отклонения в сторону потока нагнетаемого газа для того, чтобы придать ему направление, по существу, параллельное внутренней поверхности стенки. Без этого элемента, отдельного от стенки, нагнетаемый поток газа прижимался бы к поверхности касательной к открытому концу средств для нагнетания.

Газ, нагнетаемый и ориентируемый контролируемым образом, образует газовый барьер, который протекает по периферии внутреннего потока под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

В особенности газ нагнетается из зоны, размещенной на входе, упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком упомянутый, по меньшей мере, один элемент отклонения закрывает так называемую входную зону упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, оставляя свободной так называемую выходную зону отверстия.

Поток газа, нагнетаемый и отклоняемый, таким образом, в сторону элементом отклонения, следует по траектории, которая является, по существу, параллельной этому элементу и циркулирует под прямым углом к входной зоне отверстия, то есть вдоль элемента отклонения и вдоль выходной зоны отверстия для того, чтобы скрыть эту зону от внутреннего потока.

В соответствии с отличительным признаком упомянутый, по меньшей мере, один элемент отклонения выполнен с возможностью размещения в выемке подвижной части стенки гондолы.

Такое расположение позволяет получить в сложенном положении внутренние аэродинамические линии гондолы, которые ограничивают аэродинамическое лобовое сопротивление силовой установки.

Когда средства для нагнетания размещены на выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, эти средства для нагнетания установлены, например, на внешней поверхности стенки гондолы и выполнены с возможностью создания газового барьера по продольному расширению упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком газовое устройство содержит, по меньшей мере, одно сопло нагнетания газа с высокой энергией.

В соответствии с отличительным признаком упомянутое, по меньшей мере, одно сопло нагнетания имеет кольцевую или полукольцевую форму.

В соответствии с отличительным признаком упомянутое, по меньшей мере, одно сопло нагнетания сообщается с каналом подвода газа, который, по меньшей мере, частично, выполнен в стенке гондолы.

В соответствии с отличительным признаком нагнетание газа осуществляется непрерывным или пульсирующим образом.

В соответствии с отличительным признаком устройство содержит искривленную поверхность, выполненную по касательной к открытому концу средств для нагнетания таким образом, чтобы направлять нагнетаемый поток, по меньшей мере, к одному отверстию.

Искривленная поверхность (выпуклая) позволяет отклонить в сторону струю газа с высокой энергией, которая нагнетается по касательной к этой поверхности.

Следует отметить, что когда средства для нагнетания размещены на внешней поверхности стенки гондолы, газ нагнетается в кольцевой канал таким образом, чтобы блокировать проход всему или части потока утечки.

В соответствии с отличительным признаком внутри кольцевого канала реактивный двигатель имеет внешнюю поверхность, и перемещаемая часть стенки гондолы имеет внутреннюю поверхность, которые взаимодействуют одна с другой для того, чтобы вызвать изменение проходного сечения выхода потока, когда упомянутая часть стенки перемещена.

В соответствии с отличительным признаком перемещаемая часть стенки гондолы является выходной частью этой стенки, которая включает заднюю кромку последней и которая способна перемещаться продольно вдоль кольцевого канала путем поступательного движения к выходной части между первым положением, в котором отверстие не образовано и вторым положением, в котором образовано одно или несколько отверстий.

Система с перемещаемым соплом является системой, создающей меньшие трудности при встраивании в реактивный двигатель с большой степенью двухконтурности в том, что касается сложности, массы и аэродинамического лобового сопротивления. Действительно, при использовании этой системы кинематика сопла сводится к простому поступательному движению по оси реактивного двигателя задней части гондолы. Кроме того, внешние и внутренние относительно гондолы аэродинамические потоки испытывают лишь небольшие пертурбации в ее сложенном положении.

Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, две гондолы реактивного двигателя, при этом каждая гондола соответствует, по меньшей мере, одному из аспектов кратко описанной выше гондолы.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, приведенным только в качестве примера и не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг.1 схематично изображает общий вид летательного аппарата по изобретению;

- фиг.2 схематично изображает вид в продольном разрезе гондолы летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;

- фиг.3 схематично изображает частично увеличенный вид газового устройства по фиг.2;

- фиг.4 и 5 изображают частичные виды механизма перемещения задней части стенки гондолы соответственно в сложенном и вытянутом положениях;

- фиг.6 схематично изображает частичный вид в продольном разрезе (аналогичный виду по фиг.3) стенки гондолы реактивного двигателя летательного аппарата по второму варианту осуществления изобретения;

- фиг.7 изображает другой вариант функционирования варианта осуществления, изображенного на фиг.6;

- фиг.8а, 8b, 8с, 9а, 9b, 9с, 10а, 10b, 10с изображают соответственно несколько различных видов гондолы по третьему варианту осуществления и несколько различных вариантов функционирования гондолы;

- фиг.11 схематично изображает частичный вид в продольном разрезе (аналогичный виду по фиг.6 и 7) стенки гондолы по четвертому варианту осуществления.

Как изображено на фиг.1 и обозначено общим образом позицией 10, коммерческий летательный аппарат (пассажирский самолет) содержит несколько гондол 12 с реактивными двигателями, закрепленных под основным крылом самолета.

На летательном аппарате 10 имеется, например, две гондолы с реактивными двигателями, каждая из которых закреплена на одном из боковых крыльев 11, 13, но в зависимости от модели летательного аппарата на одном и том же крыле могут быть закреплены несколько гондол.

Однако можно представить крепление гондол с реактивным двигателем непосредственно на фюзеляже, либо с обеих сторон фюзеляжа, либо на верхней задней части фюзеляжа.

Как изображено на фиг.2, одна из гондол 12 по изобретению схематично представлена в продольном разрезе.

Реактивный двигатель 14 с продольной осью X, установленный внутри гондолы, содержит турбомашину 16, имеющую на входе с передней стороны (на чертеже слева), вал 18, на котором установлены лопасти 20 вентилятора 22. Турбомашина является двигателем двухконтурного типа и высокой степенью двухконтурности (степень выше или равна 5).

Следует отметить, что изобретение используется равным образом в турбомашинах, имеющих очень высокую степень двухконтурности (близкую к 10).

Гондола 12 окружает упомянутый реактивный двигатель 14 в его передней части, так как его задняя часть выступает из задней части гондолы, как частично изображено на фиг.2.

Точнее говоря, гондола 12 содержит стенку 24, которая концентрически окружает реактивный двигатель таким образом, чтобы образовать с последним кольцевой канал 26, в котором течет газ, который в данном случае является воздухом.

Как изображено на фиг.2, поток воздуха, обозначенный стрелкой F, поступающий на вход гондолы, проникает внутрь последней, и первый поток, называемый первичным потоком, проникает в турбомашину 16 для участия в горении и приводе вала 18 и, следовательно, вентилятора 22 во вращение. Этот первичный поток затем выбрасывается соплом 17 двигателя и, таким образом, обеспечивает часть тяги турбомашины.

Второй поток воздуха, называемый вторичным потоком, приводимый в движение воздушным винтом, проходит по кольцевому каналу 26 и выходит из задней части 26а гондолы, обеспечивая, таким образом, большую часть тяги двигательной системы.

Следует отметить, что стенка 24 гондолы выполнена из двух частей: часть 24а, называемая входной, обеспечивает аэродинамический обтекатель передней части турбомашины, и часть 24b, называемая выходной, включает заднюю кромку стенки гондолы и является подвижной в продольном поступательном движении (в направлении X) относительно первой неподвижной части.

Как изображено на фиг.2, вторая часть 24b, изображенная в верхней части чертежа, в первом положении, называемом сложенным и в котором внутренний поток Fi в кольцевом канале 26 проходит по последнему, будучи направляемым стенкой гондолы до его открытого выходного конца 26а. Это положение используется в фазах полета, когда изобретение не применяется.

Следует отметить, что турбомашина 16 имеет внешнюю поверхность 16а, диаметр которой увеличивается по мере продвижения вдоль канала 26 до выходного конца 26а (верхняя часть фиг.2). Форма внешней поверхности 16а турбомашины приближается к конусной части (форма усеченного конуса), вершина которого направлена к входу.

Внутренняя поверхность выходной части 24b, со своей стороны, выполнена с уменьшающимся диаметром вдоль канала в части, близкой к выходному концу 26а, и до конца. Форма этой части 25 внутренней поверхности приближается к форме конуса с вершиной, направленной к выходу.

Выходная часть 24b стенки гондолы перемещается по команде (например, по сигналу, направляемому из кабины экипажа) путем непрерывного или поступательного движения (например, под действием силовых гидроцилиндров, установленных в части стенки 24а параллельно оси X), из первого сложенного положения во второе так называемое развернутое положение, представленное в нижней части фиг.2.

Во втором развернутом положении в стенке 24 создается радиальное или кольцевое отверстие 28. Это отверстие образуется между входной 24а и выходной 24b частями на внешней периферии кольцевого канала 26 и имеет продольный размер или продольное расширение, параллельное продольной оси X.

Следует отметить, что выходная часть 24b стенки гондолы может быть образована из нескольких полукольцевых частей (в форме частей кольца), соединение которых образует полное кольцо и которые могут перемещаться, каждая, независимо.

Перемещение к выходу каждой полукольцевой части создает, таким образом, разное полукольцевое отверстие в стенке гондолы.

Целью этого перемещения является изменение проходного сечения выхода для потока внутри сопла, образуемого внутренней поверхностью выходной стенки 24b, и внешней поверхностью относительно турбомашины 16.

Так, когда выходная часть 24b переместилась назад (нижняя часть фиг.2), проходное выходное сечение для потока газа на выходном конце 26а увеличено: между частью 25 внутренней поверхности выходной стенки 24b и зоной 16b внешней поверхности турбомашины, размещенной на выходе области максимального диаметра, образована расширяющаяся часть. Отсюда вытекает изменение коэффициента расширения внутреннего потока, которое создает максимальную тягу.

Следует отметить, что входная часть 24а и выходная часть 24b стенки гондолы на уровне их крайних зон, предназначенных для контактирования одна с другой (зона соединения), имеют взаимодополняющие формы для того, чтобы совокупность, образованная обеими частями, была состыкованной, когда они находятся в контакте одна с другой (верхняя часть фиг.2).

Так, обе части 24а и 24b имеют в своих крайних зонах напротив друг друга две соответствующие поверхности с противоположным изгибом: краевая поверхность 24с передней части 24а является выпуклой, тогда как краевая поверхность 24d задней части 24b является вогнутой (фиг.2 и 3).

Как изображено на нижней части фиг.2 и на фиг.3, когда обе краевые поверхности 24с и 24d разъединены, они образуют отверстие 28.

Краевая поверхность 24d совмещается с внешней поверхностью 24е выходной части 24b на уровне соединения между обеими частями 24а и 24b.

Следует отметить, что задняя часть 24b сужается от краевой поверхности 24d в сторону выхода по мере того, как осуществляется приближение к точке 24е заострения, образующего заднюю кромку.

Впрочем, при отсутствии дополнительного устройства небольшая часть внутреннего потока газа Fi, циркулирующего в канале 26, могла бы выходить, естественным образом, радиально через отверстие 28.

Это фракция потока называется потоком утечки.

Газовое устройство 30 предусмотрено в стенке гондолы для образования газового препятствия, предназначенного для полного или частичного противодействия этому потоку утечки.

Как изображено на фиг.2 (и более детально на фиг.3), газовое устройство 30 размещено, например, в неподвижной части 24а стенки гондолы, то есть перед отверстием 28, и на уровне зоны соединения между частями 24а и 24b.

Устройство 30 размещено на внешней поверхности 31 входной части 24а стенки гондолы.

Устройство 30 содержит средства, которые позволяют нагнетать под прямым углом к отверстию 28, к кольцевому каналу, газ с высокой энергией, когда один или несколько подвижных элементов гондолы перемещены для осуществления изменения сечения сопла с изменяемым сечением.

Это нагнетание газа осуществляется, по существу, по касательной к внешней поверхности 31 входной части 24а.

Точнее говоря, газовое устройство 30 содержит вблизи краевой поверхности 24 с входной части 24а канал для подвода газа с высокой энергией, которым является, например, воздух под давлением из турбореактивного двигателя.

Этот канал для подвода газа содержит часть, не показанную здесь, которая сообщается с источником воздуха под давлением из турбомашины 16 или вспомогательного пневмогенератора энергии (например, компрессора).

Канал содержит также кольцевую часть 32, частично изображенную в разрезе на фиг.2 и 3. Этот канал 32 размещается на периферии отверстия 28 и выполнен в виде одной или нескольких дуг тора либо полного тора, выполненного на внешней поверхности 31 входной части стенки гондолы.

Газовое устройство 30 содержит, кроме того, одно или несколько сопел 34 нагнетания, которые сообщаются с каналом 32 и открываются на внутренней поверхности 31 там, где начинается краевая поверхность 24с.

Таким образом, в отверстие 28 от входа нагнетают газ с высокой энергией, который образует газовый барьер fi, закрывающий или, во всяком случае, ограничивающий доступ в отверстие внутреннему потоку Fi (фиг.3).

Этот газовый барьер проходит по всему продольному размеру отверстия 28, занимая, таким образом, почти все пространство, куда мог бы направиться поток Fi для утечки через отверстие.

На фиг.3 нагнетаемый газ циркулирует в том же направлении, что и внутренний поток Fi.

Искривленная поверхность 35 размещена на выходе сопла 34 нагнетания по касательной к последнему и образует краевую поверхность 24с. Эта поверхность имеет, например, форму полукруга.

Следует отметить, что когда канал выполнен в виде тороидальных секций (дуг тора) или полного тора, сопло может принимать форму щели и проходить по всей длине секции тора (сопло полукольцевой формы) или полного тора (сопло кольцевой формы).

Для одной и той же секции тора или полного тора возможно также наличие нескольких сопел нагнетания, не соединенных между собой и распределенных по рассматриваемой секции или по тору.

Как изображено на фиг.2 и 3, газ под давлением, подаваемый по каналу 32, вводится в виде струи в отверстие через сопло 34 нагнетания по касательной к внешней поверхности 31.

Нагнетаемая таким образом струя выходит из сопла в заданном направлении по касательной к искривленной поверхности 35, затем принимает форму этой поверхности (фиг.3) в той мере, в какой центробежная сила, которая стремится ее оторвать, уравновешивается разрежением, появляющимся между стенкой и струей.

Как изображено на фиг.3, струя, нагнетаемая сквозь сопло 34 нагнетания, отклоняется в сторону поверхностью 35 в направлении кольцевого канала 26.

Доля энергии газа, нагнетаемого соплом 34 нагнетания, позволяет контролировать направление струи нагнетаемого газа.

Направление струи изменяется в зависимости, по меньшей мере, от одного из термодинамических и аэродинамических параметров газа, а именно, например, давления, и/или температуры, и/или расхода, и/или скорости, и/или степени турбулентности.

Струя газа, нагнетаемая газовым устройством, которая проходит продольно от входа отверстия, позволяет направлять посредством аэродинамической индукции внутренний поток Fi газа на уровень отверстия 28 по существу параллельно внутренней поверхности стенки гондолы, противодействуя появлению потока утечки через отверстие.

Поток Fi направляется, таким образом, своей периферией до открытого края 26а, как если бы не было никакого радиального отверстия в стенке гондолы.

Газовый барьер (контролируемая циркуляция газа) образует, некоторым образом, искусственную стенку в продолжение входной части 24а стенки, которая закрывает отверстие 28.

Таким образом, изобретение позволяет увеличить реактивную тягу прямой струи по сравнению с реактивной тягой прямой струи, которую можно было бы получить с гондолой, снабженной системой с регулируемым соплом без газового барьера.

Этот полезный вклад квазицелостности внутреннего потока Fi в общую величину тяги реактивного двигателя позволяет увеличить общую тяговую отдачу регулируемого перемещением сопла.

Например, выбирая повышенный расход и давление индуцируемого газа, вызывают плотное прилегание газовой струи к поверхности 35 и, в общем, ко всей или практически всей внешней поверхности 24с.

Следует отметить, что можно изменить один из термодинамических и аэродинамических параметров, например расход, для образования эффективного газового барьера.

Изменяя размер отверстия нагнетания на выходе сопла нагнетания, например, благодаря устройству типа диафрагмы, можно изменить скорость нагнетания и, таким образом, расход нагнетаемого газа.

Впрочем, когда газовое устройство введено в действие, нагнетание газа может быть осуществлено как непрерывным потоком, так и пульсирующим потоком, для ограничения потребления нагнетаемого газа.

Следует отметить, что аэродинамические силы, связанные с функционированием устройства по изобретению, концентрируются в основном на газовом устройстве 30, выполненным кольцевым на стенке гондолы, что позволяет лучше распределить в конструкции гондолы передаваемые усилия и, таким образом, оптимизировать геометрию и массу конструкции гондолы.

Впрочем, встраивание газового устройства в стенку гондолы оказывает лишь малое влияние на внутреннюю и внешнюю акустическую обработку последней.

Действительно, в сложенном положении, изображенном на верхней части фиг.2, устройство по изобретению позволяет интегрировать на гондоле акустическое покрытие практически на всех - внутренней и верхней - поверхностях стенки гондолы.

Кроме того, размер газового устройства 30 является относительно небольшим, что облегчает его встраивание в стенку гондолы.

Следует отметить, что позиционирование газового устройства 30 перед отверстием 28 позволяет последнему формировать газовый барьер особенно эффективно и просто.

На фиг.4 изображен вариант осуществления средства для перемещения путем поступательного движения задней части 24b стенки гондолы.

Внутреннее посадочное место, выполненное в входной части 24а в зоне, где газовое устройство 30 отсутствует, содержит двухступенчатый силовой цилиндр 40, например, пневматического или гидравлического типа.

Неподвижная часть 42 или корпус силового цилиндра размещена в глубине посадочного места, в то время как подвижная часть или шток силового цилиндра закреплена на задней части 24b.

На этой фигуре задняя часть 24b не сдвинута и совмещена с передней частью 24а в сложенном положении (силовой цилиндр во втянутом положении).

На фиг.5 осуществлен выход штока 44 силового цилиндра и задняя часть 24b выдвинута, создавая, таким образом, отверстие 28 в стенке гондолы от места соединения передней 24а и задней 24b частей.

Следует отметить, что несколько силовых цилиндров такого типа могут быть размещены, например, по окружности входной части стенки 24а для эффективного перемещения задней части.

Изобретение используется также в турбомашинах с высокой или очень высокой степенью двухконтурности, снабженных соплами с изменяемым сечением невыдвигающегося типа.

Следует отметить, что сопло с регулируемым сечением, которое устанавливается на таких турбомашинах, позволяет адаптироваться к различным фазам работы самолета (крейсерский полет, низкая скорость).

Встраивание систем с регулируемым соплом в турбомашины с высокой степенью двухконтурности значительно улучшает термодинамические характеристики.

Действительно, в турбомашинах, установленных на пассажирских самолетах и имеющих очень высокую степень двухконтурности (близкую к 10), степень сжатия вентилятора, вносящего основной вклад в общую тягу турбомашины, является небольшой (близкой к 1,4). Отсюда следует повышение чувствительности аэродинамических характеристик вентилятора по отношению к скорости полета самолета (звуковая скорость).

В случае турбомашины с очень высокой степенью двухконтурности, не оборудованного системой с изменяемым соплом, выбор линии аэродинамического функционирования вентилятора является компромиссом между аэродинамической эффективностью в крейсерском полете и допуском помпажа (нестационарные явления, вредные для целостности двигателя) при низких скоростях полета.

В случае турбомашины с очень высокой степенью двухконтурности, оборудованного системой с изменяемым соплом, такой компромисс не является необходимым вследствие адаптации выходного сечения сопла к режиму работы вентилятора. Эффективность в этом случае повышается в каждой фазе полета.

Во втором варианте осуществления фиг.6 и 7, аналогично фиг.3, представляют конструкцию входной стенки 50а гондолы, образующую с выходной стенкой 50b гондолы, сдвинутой назад, одно или несколько радиальных отверстий, одно 28 из которых изображено.

На этих фигурах в входную стенку 50а гондолы встроено газовое устройство 52, которое отличается от устройства 30 по фиг.2 и 3.

Во втором варианте осуществления другие элементы гондолы остаются идентичными тем, что описаны со ссылкой на фиг.2 и 3.

Устройство 52 представляет собой двойную систему контролируемой циркуляции, которая содержит, с одной стороны, первое устройство 54 для формирования газового барьера идентично устройству 30 по фиг.2 и 3 и, с другой стороны, второе газовое устройство 56, независимое от первого и которое в рассматриваемом примере выполняет другую функцию, как будет видно ниже.

Эти два устройства установлены вблизи зоны соединения с задней частью 50b стенки, когда эта последняя находится во втянутом положении, изображенном на верхней части фиг.2.

Первое устройство 54 позволяет контролировать аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi в канале 26, ограничивая, а именно исключая аэродинамические утечки, которые имели бы место через отверстие 28 при отсутствии устройства.

Второе устройство 56 размещено в стенке гондолы на внутренней поверхности 50с входной части 50а стенки, которая ограничивает кольцевой канал по его внешней периферии.

Это второе устройство позволяет, когда оно введено в действие, контролировать аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi, обеспечивая, в частности, функцию реверса тяги, когда один или несколько подвижных элементов гондолы (например, выходная часть 50b стенки) развернуты.

Двойная система контролируемой циркуляции газа выполняет, таким образом, две различные функции (ограничение утечки и «реверсирование тяги») без использования дополнительных движущихся деталей, исключающие, таким образом, дополнительные следящие приводы.

Точнее говоря, газовое устройство 56 предусмотрено для контроля отбора количества или фракции внутреннего потока в канале 26 и для его удаления контролируемым образом через радиальное отверстие 28 за пределы гондолы.

Для этого устройство 56 способно нагнетать во внутренний поток Fi газ с высокой энергией.

Это нагнетание газа осуществляется, по существу, по касательной к внутренней поверхности 50с в той зоне потока, где последний должен быть отклонен, то есть слегка впереди задней кромки части 24а.

Точнее говоря, газовое устройство 50с содержит канал для подвода газа, которым, например, является воздух под давлением, выходящий из реактивного двигателя.

Этот канал для подвода газа содержит не представленную на чертеже часть, которая сообщается с источником воздуха под давлением из турбомашины 16, и кольцевую часть 58, частично изображенную в разрезе на фиг.7. Этот канал 58 выполнен идентично каналу устройства 30 или 54.

Газовое устройство 56 содержит, кроме того, одно или несколько сопел 60 нагнетания, которые сообщаются с каналом 58 и открываются на внутреннюю поверхность 50с, позволяя, таким образом, нагнетать во внутренний поток Fi газа в канале 26 газ с высокой энергией вблизи отверстия 28 (фиг.7).

Искривленная поверхность 62, которая образует заднюю кромку входной стенки 50а гондолы и краевую поверхность этой стенки, размещена на выходе сопла 60 нагнетания по касательной к последней. В соответствии с видом в продольном разрезе фиг.6 и 7 эта поверхность выполнена, например, в форме полукруга.

Как изображено на фиг.6 и 7, газ под давлением, направляемый к каналам, вводится в виде струи 64 во внутренний поток Fi газа (точнее по периферии последнего) соплом 60 нагнетания по касательной к внутренней поверхности 50с и контролируемо изменяет, таким образом, долю этого потока.

Нагнетаемая таким образом струя выходит из сопла с ориентацией, заданной по касательной к искривленной задней кромке, которой, в данном случае, является поверхность 62, затем обтекает форму задней кромки, как изображено на фиг.7, в той мере, что центробежная сила, которая стремится ее оторвать, уравновешивается разрежением, появляющимся между стенкой и струей.

Нагнетаемая струя газа отклоняется, таким образом, искривленной поверхностью 62.

Когда равновесие нарушается, нагнетаемая в поток струя отрывается от задней кромки и образует в точке отделения заднюю точку остановки профиля.

Как изображено на фиг.7, часть F'i внутреннего потока Fi газа отклоняется от своей траектории под действием нагнетаемой струи.

Энергия нагнетаемого соплом 60 нагнетания газа позволяет контролировать положение точки отделения.

Следует отметить, что направление струи нагнетаемого газа контролируют путем изменения положения точки отделения струи на поверхности 62.

Таким образом, в зависимости от зоны поверхности 62, где отрывается струя, иным образом ориентируют отбираемую часть F'i потока.

Эта точка отрыва струи газа, то есть ориентация струи изменяется в зависимости, по меньшей мере, от одного из термодинамических и аэродинамических параметров газа, а именно, например, давления, и/или температуры, и/или расхода, и/или скорости, и/или степени турбулентности.

В качестве примера, повышая расход и давление индукторного газа, прижимают струю потока к поверхности 62 на большой длине и отобранный поток Fi отклоняется к входной части гондолы в направлении F1 на фиг.7 (реверсирование тяги).

Когда направление, заданное количеству отобранного газа, по существу, является направлением, показанным стрелкой F2, а именно радиально относительно продольного потока Fi, то в этом случае прямая тяга отбираемого потока гасится.

Кроме того, когда количество внутреннего потока Fi отбираемого газа ориентировано в направлении, изображенном стрелкой F3, то есть к выходной части гондолы, в этом случае уменьшают прямую тягу, производимую отбираемым потоком.

Следует отметить, что можно изменить один из термодинамических и аэродинамических параметров, например, расход, для воздействия на количество отбираемого газа.

Изменяя размер отверстия нагнетания на выходе сопла нагнетания, например, благодаря устройству типа диафрагмы можно изменять скорость нагнетания и, таким образом, расход нагнетаемого газа.

Кроме того, нагнетание газа может быть осуществлено или непрерывным потоком, или пульсирующим потоком для ограничения потребления нагнетаемого газа.

Применение эффективной системы, позволяющей реверсировать, гасить или уменьшать вектор тяги двигательной системы осуществляется в течение определенных фаз полета летательного аппарата путем перемещения задней части стенки гондолы, как изображено на фиг.7. Таким образом, открывают одно или несколько отверстий 28 на боковой части гондолы между вторичным потоком Fi, циркулирующим в кольцевом канале 26, и атмосферой.

Следует отметить, что когда задняя часть 50b стенки гондолы перемещена назад, выходное сопло вторичного потока больше не соответствует условиям, необходимым для образования вектора тяги.

Действительно, сопло образует, таким образом, расширительную часть и вторичный поток, который является дозвуковым, теряет свою энергию, выходя из гондолы.

Устройство для реверсирования, устранения или уменьшения тяги по изобретению является более простым, чем известные системы, в той мере, что в данном случае единственной подвижной деталью является задняя часть стенки гондолы, что значительно упрощает кинематику устройства.

Аэродинамические силы, связанные с работой устройства в соответствии с изобретением, концентрируются, главным образом, на газовом устройстве, выполненным кольцевым на стенке гондолы, что позволяет лучше распределить в конструкции передаваемые усилия и что, таким образом, не должно слишком увеличивать габариты определенных частей гондолы.

Кроме того, газовое устройство имеет тенденцию скрывать выходную стенку 50b от окружающего потока, что позволяет ее не увеличивать в размерах.

Кроме того, встраивание газового устройства в стенку гондолы оказывает лишь небольшое влияние на внутреннюю и внешнюю акустическую обработку последней.

Действительно, в сложенном положении, изображенном на верхней части фиг.2, устройство по изобретению позволяет интегрировать пристенное акустическое покрытие практически на все внутренние и внешние поверхности стенки гондолы.

Кроме того, размер газового устройства является относительно небольшим, что облегчает его встраивание в гондолу.

Фиг.8а, 8b, 8с, 9а, 9b, 9с и 10а, 10b, 10с изображает два варианта работы, отличные от третьего варианта осуществления изобретения.

Фиг.8а, 8b и 8с изображает различные виды гондолы 80 реактивного двигателя летательного аппарата такого же типа, как на фиг.2: в продольном разрезе (фиг.8а), в аксонометрии (фиг.8b) и в частичном увеличенном виде (фиг.8с).

На фиг.8а-с система с регулируемым соплом изображена в сложенном состоянии, тогда как на фиг.9а-с и 10а-с она изображена в развернутом состоянии.

На фиг.9а-с газовое устройство для образования газового барьера приведено в действие и взаимодействует с подвижным элементом направления для того, чтобы ограничить и даже предотвратить поток утечки.

На фиг.10а-с подвижный элемент направления перемещен для того, чтобы больше не взаимодействовать с газовым устройством, и последнее обеспечивает функцию контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока Fi, подобно газовому устройству 56 по фиг.7.

Гондола, изображенная на фиг.8а-с, 9а-с и 10а-с, отличается от гондолы по фиг.2 наличием следующих элементов:

- газового устройства 82, которое выполнено на внутренней поверхности 84 входной части 86а стенки гондолы, как устройство 56 на фиг.7, и контролирует аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi на уровне зоны, расположенной между подвижными и неподвижными элементами гондолы;

- одного или нескольких подвижных элементов 88 отклонения (аэродинамического(их) дефлектора(ов)), предназначенных для взаимодействия или с газовым устройством 82 (фиг.9а-с), или с подвижной выходной частью 86b стенки гондолы (фиг.8а-с и 10а-с), форма которой служит для обеспечения этого эффекта.

Подвижные элементы гондолы, которые являются выходной частью 86b и одним или несколькими элементами 88 отклонения, имеют, по меньшей мере, одну степень свободы при поступательном движении по оси турбомашины и образуют, в частности, внешний и/или внутренний аэродинамический обтекатель потока на уровне сопла.

Элемент 88 отклонения, не принадлежащий входной части 86а стенки, представляет собой, например, заслонку или аэродинамический дефлектор, который имеет кольцевую форму, и этот подвижный элемент размещен в продолжение внутренней поверхности передней и задней частей стенки гондолы и установлен на периферии внутреннего потока Fi.

Несколько элементов отклонения, каждый из которых имеет форму части или сектора кольца, может быть альтернативно использован вместо единого элемента.

В положении, изображенном на фиг.8а-с, заслонка 88 находится в сложенном положении против неподвижной части 86а гондолы, также как и выходная часть 86 стенки гондолы.

Эта выходная часть 86b выполнена, впрочем, таким образом, чтобы войти в контакт с неподвижной частью 86а, несмотря на наличие заслонки 88.

В этой связи, выходная часть 86b имеет в своей входной части, размещенной напротив части 86а стенки, выемку 86с, придающую ей расширяющуюся форму, по существу, усеченного конуса, в которой размещается заслонка 88. Край этой входной расширяющейся части образует переднюю кромку 86d выходной части 86b стенки, которая размещается напротив входной части 86а стенки.

Подвижные элементы 88 и 86b размещены напротив подвижной части гондолы таким образом, что аэродинамические линии являются непрерывными.

В процессе фаз полета, когда механизм регулируемого сопла начинает работать, часть подвижных элементов гондолы, а именно выходная часть 86b смещается назад в результате продольного перемещения (фиг.9а-с) для осуществления изменения сечения сопла.

Это перемещение открывает на боковых сторонах гондолы одно или несколько радиальных отверстий, в данном случае, одно 90, в представленном примере осуществления.

Другая часть подвижных элементов гондолы, а именно элемент 88, в сложенном положении по фиг.8а-с остается напротив неподвижной части 86а стенки гондолы. Точнее элемент 88 расположен напротив искривленной поверхности 92, размещенной по касательной к открытому концу средств 94 нагнетания (сопло нагнетания) газового устройства 82.

Эта поверхность идентична поверхности 62 по фиг.7.

Как изображено на фиг.9а-с, вследствие перемещения назад выходной части 86b элемент 88 размещается в образующемся отверстии 90 и закрывает зону, называемую входной зоной. Между элементом 88 и выходной частью 86b открывается зона, называемая выходной зоной этого отверстия.

Перемещение выходной части 86b вызывает, например, срабатывание газового устройства 82, например, с помощью оптического датчика.

Это срабатывание может, во всяком случае, управляться дистанционно, например из кабины экипажа, с командой на включение механизма регулируемого сопла.

Так, струя 96 потока высокой энергии, выходящая из средств 94 для нагнетания, отклоняется отклоняющим элементом 88 в продольном направлении, вместо того, чтобы прижиматься к поверхности 92, как это происходит со струей 64 на поверхности 62 по фиг.7.

Элемент 88 направляет затем струю 96 внутрь кольцевого канала 26, и эта струя следует, по существу, по продольной траектории вне элемента 88, то есть в зоне отверстия, которое свободно от любого материального препятствия.

Таким образом, аэродинамическая циркуляция внутреннего потока Fi контролируется под прямым углом к отверстию 90 путем ограничения, а именно подавления нежелательных потоков через последнее (поток утечки).

Действительно, отклоняющая заслонка 88 сама образует препятствие внутреннему потоку Fi, препятствуя, таким образом, части последнего выйти через входную зону кольцевого отверстия 90.

Тем не менее, нагнетание газа, осуществляемое по касательной к отклоняющей заслонке, позволяет, в общем, контролировать аэродинамическую циркуляцию в месте отверстия 90 и ограничить путем аэродинамической индукции естественное стремление части внутреннего потока Fi выйти из этого отверстия.

Точнее говоря, струя 96 нагнетаемого газа проходит продольно вдоль отверстия 90. Эта струя направляет внутренний поток Fi по всей длине радиального отверстия, то есть вдоль входной зоны этого отверстия туда, где размещена направляющая 88, и вдоль открытой выходной зоны.

В этом варианте осуществления нагнетаемая струя простирается вдоль входа отверстия без проникновения внутрь последнего, как на фиг.3 и 6.

Таким образом, струя 96 образует кольцевой газовый барьер, который окружает внутренний поток Fi под прямым углом к отверстию 90, и элемент 88 действует как направляющая опора для этой струи.

Следует отметить, что отклоняющий элемент 88 не может занимать всю длину радиального отверстия 90, так как такое размещение вредно влияло бы на работу в режиме «реверса тяги», как изображено на фиг.10а-с.

Следует отметить, что подвижные элементы гондолы перемещаются непрерывно или нет благодаря сервосистеме. В качестве неограничивающего примера осуществления выходная часть 86b стенки может быть приведена в действие посредством одного или нескольких линейных силовых цилиндров гидравлического типа, управляемых системой контроля двигателя. Что касается части 88, она может также приводиться одним или несколькими линейными силовыми цилиндрами гидравлического типа, управляемыми системой контроля двигателя. Эти сервоустройства могут быть, с одной стороны, закреплены непосредственно на конструктивно усиленных зонах подвижных элементов и, с другой стороны, на неподвижном силовом шпангоуте гондолы двигателя.

Фиг.10а-с иллюстрируют работу гондолы как «реверсора тяги», вариант, который используется в процессе некоторых фаз полета летательного аппарата, снабженного такими гондолами.

Когда осуществляется этот вариант, выходная часть 86b стенки гондолы перемещается к задней части гондолы, и отклоняющий элемент 88 также перемещается назад. Он отходит от поверхности 92 и соединяется с задней частью 86b, чтобы разместиться в выемке 86с.

Радиальное отверстие 98 большей длины, чем отверстие 90, создается таким образом и обрамляется, с одной стороны, искривленной краевой поверхностью 92 неподвижной части 86а и с другой стороны - подвижными элементами 86b и 88.

Например, аксиальная длина отверстия 90 находится в пределах от 50 до 200 мм, в то время как аксиальная длина отверстия 98 находится в пределах от 450 до 600 мм.

Следует отметить, что элемент 88 может быть снабжен радиальным расширением вогнутой формы, которое проходит внутрь отверстия 98 таким образом, чтобы образовать с комплексом элементов 86b и 88 краевую поверхность, аналогичную вогнутой поверхности 24d по фиг.2 для улучшения внутренних аэродинамических линий.

Как только подвижные элементы окажутся в крайнем положении по фиг.10с, газовое устройство 82 начинает работать, проявляя себя как устройство контролируемого отбора части F'I внутреннего потока Fi, идентично устройству 56 по фиг.7, и генерирует контролируемую струю 100.

Таким образом, получают реверсирование, исключение или уменьшение вектора тяги двигательной системы в соответствии с заявленной целью.

Следует отметить, что наличие средств для нагнетания газа с высокой энергией, размещенных на внутренней поверхности стенки гондолы на входе одного или нескольких отверстий, и отклоняющего элемента на выходе этих средств позволяет осуществлять две функции при помощи одной системы нагнетания.

Фиг.11 изображает последний вариант осуществления, в котором гондола реактивного двигателя идентична гондоле, изображенной на фиг.2, за исключением газового устройства.

Действительно, на фиг.11 газовое устройство 110 для образования газового барьера f'I встроено в выходную часть 112b стенки. Выходная часть 112b отведена от неподвижной входной части 112а под действием приводных средств, таких как изображены на фиг.4 и 5, образующих, таким образом, одно или несколько отверстий 114 между соответствующими взаимодополняющими краевыми поверхностями двух частей 112а и 112b.

Устройство 110 размещено на внешней поверхности 112с выходной части 112b на уровне передней кромки (краевая поверхность) последней.

Устройство 110 содержит искривленную поверхность 116, размещенную по касательной к открытому концу сопла 118 нагнетания.

Сопло 118 сообщается с каналом подвода газа с высокой энергией для нагнетания, часть 12а которого расположена внутри выходной части 112b.

Газ нагнетается в отверстие 114 непрерывно или пульсирующим образом в форме струи и благодаря искривленной тангенциальной поверхности 116 струя направляется контролируемым образом в кольцевой канал 26 и следует далее по части поверхности 116 до заданной точки отрыва.

Оторвавшаяся таким образом от поверхности струя направляется к входной части 112а стенки, следуя вдоль против направления внутреннего потока Fi, и затем протекает по краевой поверхности 112d части 112а, затем выходит из отверстия, чтобы соединиться с внешним воздушным потоком А.

Контролируемая циркуляция газа устанавливается, таким образом, в отверстии 114, следуя по всему продольному расширению, и образует газовый барьер f'i в глубине отверстия для того, чтобы ограничить, а именно предотвратить выход потока утечки через отверстие.

Гондола в соответствии с четвертым вариантом осуществления изобретения дает теже преимущества, что и гондола по фиг.2-5.

Следует отметить, что газовые препятствия, изображенные на фиг.3 и 11, более локализованы к входу отверстия, то есть со стороны отверстия, вдоль которого расположен внутренний поток Fi. Таким образом, газовое препятствие ведет себя как газовая стенка, вдоль которой направляется внутренний поток, не проникая в отверстие.

Как вариант, гондола реактивного двигателя летательного аппарата может содержать, с одной стороны, неподвижную входную часть, снабженную газовым устройством типа устройства 82 по фиг.10а-с для осуществления контролируемого отбора внутреннего потока и, с другой стороны, подвижную выходную стенку, снабженную газовым устройством типа устройства 110 по фиг.11 для образования газового барьера.

Таким образом, одно устройство выполняет две различные функции посредством контролируемого нагнетания газа с высокой энергией без дополнительных подвижных деталей.

1. Гондола реактивного двигателя летательного аппарата (10) с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью (X), при этом гондола (12) содержит стенку (24), концентрически окружающую, по меньшей мере, частично реактивный двигатель и образующую с последним кольцевой канал (26) внутреннего потока газа, имеющий на конце, называемом выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока, отличающаяся тем, что гондола содержит средства (40) перемещения по продольной оси по команде части (24b) стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока, причем это продольное перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие (28), имеющее продольный размер, через которое радиально естественным образом выходит часть внутреннего потока, называемого потоком утечки, а другая часть внутреннего потока, направляемая стенкой гондолы, содействует тяге реактивного двигателя, при этом гондола содержит устройство (30) для образования газового барьера (fi), который простирается, по меньшей мере, по части продольного размера упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28), причем газовый барьер противодействует таким образом естественному выходу через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие, по меньшей мере, части потока утечки.

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что устройство для формирования газового барьера содержит средства (34) для нагнетания газа с высокой энергией под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она содержит также газовое устройство (56; 82) для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие (28; 98).

4. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что она содержит также газовое устройство (56; 82) для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие (28; 98).

5. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства (60) для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

6. Гондола по п.4, отличающаяся тем, что газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства (60) для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

7. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

8. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

9. Гондола по п.6, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

10. Гондола по одному из пп.2, 5-9, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на внутренней поверхности (50с) и/или на внешней поверхности (31; 112с) стенки гондолы, которая ограничивает кольцевой канал (26) по его внешней периферии.

11. Гондола по п.10, отличающаяся тем, что устройство для формирования газового барьера содержит, по меньшей мере, один подвижный элемент (88) для отклонения нагнетаемого газа, который расположен смежно со средствами для нагнетания, размещенными на внутренней поверхности стенки гондолы, по меньшей мере, частично в упомянутом, по меньшей мере, одном отверстии (90).

12. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один элемент (88) отклонения закрывает зону, называемую входной, упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, оставляя свободной зону, называемую выходной, отверстия.

13. Гондола по одному из пп.2, 4, 6-9, отличающаяся тем, что средства для нагнетания содержат, по меньшей мере, одно сопло (34; 60) для нагнетания газа с высокой энергией.

14. Гондола по одному из пп.2, 4, 6-9, отличающаяся тем, что устройство содержит искривленную поверхность (35; 62; 92; 116), выполненную по касательной к открытому концу средств (34; 94; 60; 118) для нагнетания таким образом, чтобы направлять нагнетаемый газ, по меньшей мере, в одно отверстие (28; 98; 114).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области электротехники и энергетики, в частности к приводам для телескопических линейных исполнительных механизмов двойного действия, предназначенных для перемещения первой и второй деталей относительно неподвижной детали, причем указанные три детали относятся, в частности, к реверсору тяги для гондолы турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к подвижному капоту реверсора тяги и к реверсору тяги, снабженному таким подвижным капотом. .

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью разрежения, в которой по продольной оси установлен реактивный двигатель.

Изобретение относится к реверсору тяги для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к реверсору тяги для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к решетчатым реверсорам тяги для турбореактивного двигателя (ТРД), а именно к так называемым решетчатым реверсорам тяги естественного блокирования.

Изобретение относится к реверсивным устройствам наружного контура газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя с высокой степенью двухконтурности, содержащей внутренний канал, по которому протекает создаваемый турбореактивным двигателем вторичный поток, и имеющей наружный корпус, оснащенный реверсором тяги.

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью разрежения, в которой по продольной оси установлен реактивный двигатель.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей. .

Изобретение относится к авиастроительной технике, в частности к авиадвигателестроению. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к реактивным соплам воздушно-реактивных двигателей с изменяемым направлением вектора тяги. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к реактивным соплам воздушно-реактивных двигателей с изменяемым направлением вектора тяги. .

Изобретение относится к области авиационного моторостроения, преимущественно к области испытания двухконтурных газотурбинных двигателей (ТРДД). .

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано при создании сопловых блоков ракетных и реактивных двигателей. .

Изобретение относится к реактивным соплам турбореактивных двигателей, а именно к поворотным круглым соплам, позволяющим использовать эти двигатели на высокоманевренных самолетах.
Наверх