Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Двигатель предназначен для использования в области авиационного двигателестроения, а именно, применяется в двигателях с реактивными соплами с изменяемым по направлению вектором тяги. На работающем турбореактивном авиационном двигателе при отклонении сопла (5) вокруг оси качания (6) вверх или вниз относительно нейтрального положения вектор тяги отклоняется от продольного вдоль оси двигателя направления. Появляются сразу две составляющие тяги - горизонтальная и вертикальная. Получение двух составляющих силы тяги, при незначительных переделках конструкции и сохранении веса и стоимости двигателя обеспечивает простоту и быструю доводку. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2117812
Класс(ы) патента: F02K9/80
Номер заявки: 96120060/06
Дата подачи заявки: 03.10.1996
Дата публикации: 20.08.1998
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн"
Автор(ы): Андреев А.В.; Волков А.И.; Сладков М.К.; Чепкин В.М.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн"
Описание изобретения: Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно турбореактивным двигателям с реактивными соплами с изменяемым по направлению вектором тяги, применяемым для высокоманевренных и высокоскоростных современных самолетов.
Известен турбореактивный авиационный двигатель, содержащий корпус с расположенными на нем точками крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена по вертикальной оси поперечного сечения двигателя, и реактивное сопло. [1].
У этого двигателя имеется 3 пояса точек крепления - первый пояс выполнен на корпусе наружного контура, а два других расположены на корпусе газогенератора. Сопло у этого двигателя с неизменным по направлению вектором тяги.
Известен также турбореактивный авиационный двигатель, содержащий корпус с расположенными на нем точками крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена как по вертикальной, так и по горизонтальной осям поперечного сечения двигателя, и реактивное сопло. [2]
У этого двигателя имеются 3 пояса точек крепления. Первый пояс выполнен на корпусе наружного контура. Точки крепления здесь выполнены прямо на горизонтальной оси. Два других пояс расположены на корпусе газогенератора и оси симметрии у них располагаются на вертикальной оси поперечного сечения двигателя. Сопло у этого двигателя с неизменным по направлению вектором тяги.
Известен турбореактивный авиационный двигатель, имеющий реактивное сопло, с зафиксированной в угловом положении в полости поперечного сечения двигателя осью качания поворотного сопла, причем ось качания поворотного сопла совпадает с вертикальной осью поперечного сечения двигателя [3].
Этот двигатель, установленный на самолете, позволяет кроме продольной - основной составляющей тяги получить боковую горизонтальную составляющую тягу. Самолет с таким двигателем приобретает дополнительную маневренность, правда только в плоскости полета.
Известен турбореактивный авиационный двигатель, имеющий реактивное сопло с зафиксированной в угловом положении в плоскости поперечного сечения двигателя осью качания поворотного сопла, причем ось качания поворотного сопла совпадает с горизонтальной осью поперечного сечения двигателя. [4]
Этот двигатель, установленный на самолете, позволяет кроме продольной - основной составляющей тяги получить вертикальную составляющую тяги. Самолет с таким двигателем приобретает дополнительную маневренность, правда в отличие от [3] только в вертикальной плоскости полета.
Известен турбореактивный авиационный двигатель, имеющий реактивное поворотное сопло, продольная ось которого может занимать в пространстве практически любое нужное положение. [5]
Самолет с таким двигателем приобретает дополнительную маневренность в любом направлении.
Однако такое сопло получается чрезвычайно сложным, из-за чего проигрывает соплам [3] и [4] по многим параметрам, таким как, например, чрезвычайная сложность конструкции, гораздо больший вес, длительная тщательная доводка. Кроме того, стоимость такого сопла, учитывая длительную дорогую доводку, чрезвычайно высока. Поэтому дальше экспериментальных образцов дело с такими соплами пока не идет.
Известен турбореактивный авиационный двигатель, содержащий корпус с расположенными на нем точками крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена по вертикальной оси поперечного сечения двигателя, и реактивное сопло с зафиксированной в угловом положении в плоскости поперечного сечения двигателя осью качания поворотного сопла, причем ось качания поворотного сопла совпадает с горизонтальной осью поперечного сечения двигателя. [6]
Поворотное сопло такого двигателя получается более простым по отношению к поворотному соплу двигателя [5], гораздо легче по весу, с меньшей стоимостью и с меньшими проблемами при его доводке.
Однако такой двигатель, установленный на самолете, позволяет кроме продольной - основной составляющей тяги иметь только вертикальную составляющую тяги. Самолет с таким двигателем имеет дополнительную маневренность только в вертикальной плоскости полета.
Задача изобретения - получение, кроме продольной и вертикальной составляющих тяги, боковую - горизонтальную составляющую тяги при сохранении всех положительных свойств двигателя [6], таких, как выигрыш по весу и стоимости, более простая и быстрая доводка. То есть, оставаясь по конструкции близким к двигателю [6], по характеристикам приблизится к более сложному двигателю [5] .
Для достижения указанной задачи в турбореактивном авиационном двигателе, содержащем корпус с расположенными на нем точками крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена по горизонтальной и (или) вертикальной оси поперечного сечения двигателя, и реактивное поворотное сопло с зафиксированной в угловом положении в плоскости поперечного сечения двигателя осью качания сопла, в нем согласно изобретению ось качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя повернута относительно оси симметрии точек крепления двигателя и зафиксирована в угловом положении между горизонтальной и вертикальной осями поперечного сечения двигателя.
При этом угол разворота оси качания сопла относительно горизонтальной оси поперечного сечения двигателя выбран в пределах от 5 до 85o.
Так как установка двигателя на самолете не меняется ввиду того, что точки крепления двигателя к самолету остаются прежними, то поворот оси качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя относительно оси симметрии точек крепления двигателя к самолету и ее фиксация в угловом положении между горизонтальной и вертикальной осями поперечного сечения двигателя позволяет получить, кроме продольной и вертикальной составляющих тяги, как в прототипе [6], еще и поперечную - горизонтальную составляющую. Естественно, что вертикальная и горизонтальная составляющие тяги имеют место только при соответствующем отклонении сопла вокруг оси качания поворотного сопла вверх или вниз от его нейтрального положения. Учитывая, что современные скоростные маневренные самолеты имеют как правило по два двигателя (СУ-27, МиГ 29 и др.), у таких самолетов эффект от применения изобретения возрастает. Например, при установке на самолете двух предложенных в изобретении двигателей, у которых оси качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя повернуты в разные стороны симметрично относительно вертикальной оси, можно добиться того, что результирующий вектор тяги двух двигателей может быть направлен в любом нужном нам направлении в плоскости поперечного сечения двигателя. То есть, оставаясь по конструкции близким к двигателю [6], по характеристикам приблизится к более сложному двигателю [5].
На фиг. 1 - вид сбоку двигателя; на фиг. 2 - поперечный разрез двигателя по оси качания поворотного сопла, ось качания которого повернута против часовой стрелки относительно горизонтальной оси; на фиг. 3 - поперечный разрез двигателя по оси качания поворотного сопла, ось качания которого повернута по часовой стрелке относительно горизонтальной оси.
Турбореактивный авиационный двигатель содержит корпус 1 с расположенными на нем точками 2 и 3 крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена по вертикальной 4 оси поперечного сечения двигателя, и реактивное поворотное сопло 5. У реактивного поворотного сопла 5 его ось качания 6 повернута в угловом положении в плоскости поперечного сечения двигателя между горизонтальной 7 и вертикальной 4 осями и зафиксирована на угол 30 градусов по часовой или против часовой стрелки от горизонтальной 7 оси.
Турбореактивный авиационный двигатель работает следующим образом. При отклонении сопла 5 вокруг оси качания 6 вверх или вниз относительно нейтрального положения вектор тяги отклоняется от продольного вдоль оси двигателя направления. Появляются сразу две составляющие тяги - горизонтальная и вертикальная.
Таким образом, относительно простыми техническими средствами удается, кроме вертикальной составляющей, иметь еще и горизонтальную составляющую тяги, что сразу повышает маневренность самолета, использующего такой двигатель. Причем следует отметить, что такой двигатель можно получить доделкой двигателя - прототипа.
Формула изобретения: 1. Турбореактивный авиационный двигатель, содержащий корпус с расположенными на нем точками крепления двигателя к самолету, ось симметрии которых направлена по вертикальной оси поперечного сечения двигателя, и поворотное реактивное сопло с зафиксированной в плоскости поперечного сечения двигателя осью качания сопла, отличающийся тем, что в нем ось качания сопла в плоскости поперечного сечения двигателя повернута относительно оси симметрии точек крепления двигателя и зафиксирована в угловом положении между горизонтальной и вертикальной осями поперечного сечения двигателя.
2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что угол разворота оси качания сопла относительно горизонтальной оси поперечного сечения двигателя выбран в пределах 5 - 85o.