Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

РЕГУЛИРУЕМОЕ ПЛОСКОЕ СОПЛО ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ - Патент РФ 2193680
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
РЕГУЛИРУЕМОЕ ПЛОСКОЕ СОПЛО ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
РЕГУЛИРУЕМОЕ ПЛОСКОЕ СОПЛО ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

РЕГУЛИРУЕМОЕ ПЛОСКОЕ СОПЛО ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Регулируемое плоское сопло для газотурбинного двигателя включает корпус, поворотную створку и подвижный ковшовый элемент. Ось вращения поворотной створки смещена относительно оси вращения ковшового элемента в сторону выходной части корпуса. Контур внутренней поверхности входной части ковшового элемента выполнен дугообразным с постоянным радиусом окружности. Контур внутренней поверхности выходной части ковшового элемента выполнен расширяющимся. Точка сопряжения контуров внутренних поверхностей входной и выходной частей расположена под углом α = 64-65o. Точка сопряжения внутреннего контура и среза ковшового элемента - под углом β =73-74o к входной кромке ковшового элемента относительно оси вращения ковшового элемента. Контур внутренней поверхности поворотной створки выполнен сужающе-расширяющимся с точкой перегиба контуров, смещенной в сторону выходной части створки. Изобретение повышает надежность сопла за счет упрощения конструкции, снижает инфракрасную заметность и повышает эффективность работы двигателя. 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: 2193680
Класс(ы) патента: F02K1/12
Номер заявки: 2001100146/06
Дата подачи заявки: 03.01.2001
Дата публикации: 27.11.2002
Заявитель(и): Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Автор(ы): Шкляев И.В.; Пожаринский А.А.
Патентообладатель(и): Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Описание изобретения: Изобретение относится к авиационной технике, а именно к плоским многофункциональным соплам с изменяемым в широком диапазоне углов вектором тяги в вертикальной плоскости для подъемно-маршевых двигателей сверхзвуковых самолетов укороченного взлета и вертикальной посадки (СУВВП) и самолетов вертикального взлета и вертикальной посадки (СВВВП).
Известна конструкция регулируемого плоского сопла двигателей укороченного взлета и вертикальной посадки, включающая неподвижный корпус и две регулируемых плоских створки [1].
Однако сопло известной конструкции вносит большие потери полного давления, снижая тягу силовой установки при отклонении газового потока в вертикальном направлении вследствие "неплавного" поворота (с малым радиусом) газового потока, и в особенности имеет при горизонтальном направлении косой срез, который неконтролируемо изменяет направление вектора тяги при определенных режимах работы двигателя. Кроме того, конструкция сопла является сложной с боковыми стенками, существенно утяжеляющими самолет, а также с пятью поворотными створками и тремя приводами.
Наиболее близким к заявляемому является регулируемое плоское сопло газотурбинного двигателя, содержащее две подвижные пластины, которые изменяют площадь критического сечения, две поворотные створки и подвижный ковшовый элемент. Оси вращения ковшового элемента и одной из поворотных створок совпадают [2].
Известная конструкция является сложной, т.к. включает пять регулирующих элементов и четыре гидропривода. Кроме того, она не обеспечивает снижение инфракрасной (ИК) заметности при горизонтальном полете самолета. В такой конструкции не выражено фиксированное положение критического сечения, что приводит к дополнительным потерям тяги при различных режимах.
Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности за счет упрощения конструкции, а также снижение ИК-заметности и повышении эффективности работы двигателя за счет уменьшения потерь тяги путем создания выраженного критического сечения.
Сущность изобретения заключается в том, что в регулируемом плоском сопле для газотурбинного двигателя, включающем корпус, поворотную створку и подвижный ковшовый элемент, согласно изобретению, ось вращения поворотной створки смещена относительно оси вращения ковшового элемента в сторону выходной части корпуса, контур внутренней поверхности входной части ковшового элемента выполнен дугообразным с постоянным радиусом окружности, а контур внутренней поверхности выходной части ковшового элемента - расширяющимся, причем точка сопряжения контуров внутренних поверхностей входной и выходной частей расположена под углом α =64-65o, а точка сопряжения внутреннего контура и среза ковшового элемента - под углом β =73-74o к входной кромке ковшового элемента относительно оси вращения ковшового элемента. Кроме того, контур внутренней поверхности поворотной створки выполнен сужающе-расширяющимся с точкой перегиба контуров, смещенной в сторону выходной части створки.
Упрощение конструкции заключается в замене пяти подвижных элементов, регулирующих площадь критического сечения плоского сопла и направление вектора тяги, в также отклоняющих газовый поток, на два, выполняющих те же функции, что существенно повышает надежность работы сопла.
Особые контуры внутренних поверхностей входной и выходной частей ковшового элемента и поворотной створки образуют сужающе-расширяющийся канал по типу сопла Лаваля. Расположение точки сопряжения контуров внутренних поверхностей входной и выходной частей ковшового элемента против точки перегиба контуров внутренней поверхности поворотной створки позволяет выделять критическое сечение, обеспечивающее двигателю при горизонтальном сверхзвуковом полете самолета минимальные потери в плоском сопле. Взаимным поворотом ковшового элемента и створки изменяется вектор тяги в вертикальной плоскости в диапазоне ±15o при горизонтальном дозвуковом и сверхзвуковом полете самолета.
Изменяемый вектор тяги с минимальными потерями на всех режимах работы двигателя, а также отклонение газового потока на угол до 100o относительно оси двигателя обеспечивают плавный укороченный взлет и плавную точную вертикальную посадку, высокие летные характеристики и сверхманевренность сверхзвуковому самолету укороченного взлета и вертикальной посадки.
Размещение оси вращения поворотной створки в сторону выходной части корпуса и смещение ее относительно оси вращения ковшового элемента дает возможность размещать оси вращения поворотной створки и ковшового элемента под срезом сопла, что повышает надежность сопла, т.к. оси вращения с подшипниковыми узлами, гидроприводы или механические передачи размещены в относительно холодной зоне.
Снижение ИК-заметности двигателя обеспечивается смещением центра сопла относительно оси двигателя, что позволяет закрывать турбину низкого давления и заднюю опору двигателя.
Расположение точки сопряжения контуров внутренних поверхностей входной и выходной частей к входной кромке ковшового элемента относительно оси вращения ковшового элемента под углом 64-65o обеспечивает необходимое критическое сечение сопла на основных режимах работы. Если α<64>o, то невозможно получить отклонение газового потока вниз на величину угла до 100o относительно оси форсажной камеры, не обеспечиваются плавный укороченный взлет и плавная точная вертикальная посадка, а также высокие летные характеристики и сверхманевренность сверхзвукового самолета. При α>65o невозможно получить направление вектора тяги вверх на угол 15o при форсированном режиме относительно оси форсажной камеры.
Угол β<73>o уменьшает длину расширяющейся выходной части сопла, оптимизированной для двигателей свехзвуковых самолетов, рассчитанных на крейсерскую скорость Мmax=2-2,3.
Угол β>74o увеличивает длину расширяющейся выходной части сопла, оптимизированной для двигателей сверхзвуковых самолетов, рассчитанных на крейсерскую скорость Мmax=2-2,3 и, кроме того, утяжеляет сопло.
На фиг. 1 представлено сечение регулируемого плоского сопла заявляемой конструкции с форсажным вектором тяги, направленным вверх на угол 15o относительно оси форсажной камеры (фиг.1,а), а также с бесфорсажным вектором тяги, направленным вверх на угол 15o относительно оси форсажной камеры (фиг.1, б).
На фиг.2 - то же, но с форсажным вектором тяги, направленным вниз в режиме вертикальной посадки на угол 100o (фиг.2, а), а также с бесфорсажным вектором тяги, направленным вниз в режиме посадки на угол 100o (фиг.2, б).
На фиг.3 - то же, но с бесфорсажным вектором тяги, направленным вниз на угол 15o (фиг.3, а), в также вид сзади на сопло, когда бесфорсажный вектор тяги направлен вниз на угол 15o (фиг.3, б).
Заявляемое сопло состоит из корпуса, который включает обечайку 1, входной срез которого имеет кольцевое сечение, а выходной - прямоугольное сечение, присоединенную с помощью фланца (не обозначен) к обечайке 2 и к форсажной камере двигателя (не показана). На обечайке 2 корпуса сопла установлен поворотный ковшовый элемент 3 с осью вращения 4. Второй подвижный элемент выполнен в виде поворотной створки 5 с осью вращения 6, которая смещена относительно оси вращения 4 в сторону выходного сечения 7 обечайки 2. Подвижные элементы - ковшовый 3 и поворотная створка 5 - закреплены на кронштейне 8 под нижней гранью обечайки 2. В полости между обечайкой 2 и поворотным ковшом 3 может быть установлено S-образное уплотнение в виде упругих пластин.
Управление ковшовым элементом 3 может осуществляться гидроприводом 9, расположенным на верхней грани обечайки 1, либо двумя гидроцилиндрами 10, расположенными на боковой грани обечайки 1, имеющими меньший вылет по сравнению с гидроцилиндром 9, но работающими под большей нагрузкой, а также механической передачей 11. Управление поворотной створкой 5 осуществляется гидроцилиндром 12.
Переход от горизонтального к вертикальному положению регулируемого сопла достигается синхронным поворотом подвижных элементов 3, 5 относительно поперечных осей 4, 6.
Заявляемое сопло работает следующим образом.
В режиме укороченного подъема и вертикального снижения сверхзвукового самолета на форсированном режиме ковшовый элемент 3 максимально поворачивают относительно обечайки 2 его вокруг оси 4 с помощью гидроцилиндра 9, что соответствует отклонению газового потока вниз на величину угла до 100o относительно оси форсажной камеры (фиг.2, а). Поворотная створка 5 с помощью гидроцилиндра 12 поворачивается вокруг оси 6, тем самым регулируя величину площади критического сечения соответствующей форсированному режиму двигателя до тех пор, пока величина угла поворота не совпадает со значением, которое зависит от текущих параметров двигателя, контролируемых программой управления бортового компьютера соплом двигателя.
Если ковшовый элемент 3 выдвинут не полностью, то угол отклонения газового потока вниз соответствует 0-99o относительно оси форсажной камеры. В режиме укороченного подъема и вертикального снижения самолета на бесфорсажном режиме (фиг. 2 б) поворотная створка 5 с помощью гидропривода 12 поворачивается вокруг оси 6 к ковшовому элементу 3, уменьшая тем самым величину площади критического сечения до соответствующей нефорсированному режиму работы двигателя.
При работе в режиме горизонтального крейсерского полета на форсированном режиме работы двигателя сопло выполняет отклонение угла вектора тяги вверх на 15o относительно оси форсажной камеры, ковшовый элемент 3 при этом располагают в максимально убранном положении (фиг.1, а). Поворотную створку 5 с помощью гидроцилиндра 12 поворачивают вверх относительно оси форсажной камеры вокруг оси 6 до тех пор, пока величина площади критического сечения не будет соответствовать форсированному режиму двигателя, заложенной в программе управления бортового компьютера соплом двигателя.
При переходе двигателя на бесфорсажный режим с вектором тяги, направленным вверх на угол 15o относительно оси двигателя (фиг.1, б), ковшовый элемент 3 с помощью гидропривода 9 и поворотная створка 5 с помощью гидропривода 12 поворачиваются друг к другу вокруг осей 4, 6, уменьшая тем самым величину площади критического сечения до величины, соответствующей нефорсированному режиму работы двигателя.
При таком положении сопла центр критического сечения смещен относительно центральной оси двигателя, а поворотная створка 5 частично закрывает турбину и заднюю опору двигателя и частично скрывает инфракрасные лучи, исходящие от нагретых частей двигателя, тем самым обеспечивая снижение ИК-заметности самолета.
При изменении направления вектора тяги ковшовый элемент 3 и поворотная створка 5 синхронно поворачиваются вокруг осей 4,6 при помощи гидроприводов 9, 12, сохраняя величину площади критического сечения, соответствующей нефорсированному режиму работы двигателя (фиг.3, а).
Источники информации:
1. Патент Великобритании 2185718, F 64 С 15/02, F 02 К 1/12, 1986 г.
2. Патент США 4000610, F 02 К 1/12,1977 г.
Формула изобретения: Регулируемое плоское сопло для газотурбинного двигателя, включающее корпус, поворотную створку и подвижный ковшовый элемент, отличающееся тем, что ось вращения поворотной створки смещена относительно оси вращения ковшового элемента в сторону выходной части корпуса, контур внутренней поверхности входной части ковшового элемента выполнен дугообразным с постоянным радиусом окружности, а контур внутренней поверхности выходной части ковшового элемента - расширяющимся, причем точка сопряжения контуров внутренних поверхностей входной и выходной частей расположена под углом α =64-65o, а точка сопряжения внутреннего контура и среза ковшового элемента - под углом β =73-74o к входной кромке ковшового элемента относительно оси вращения ковшового элемента, при этом контур внутренней поверхности поворотной створки выполнен сужающе-расширяющимся с точкой перегиба контуров, смещенной в сторону выходной части створки.