CN102877982B - 一种航空发动机反推力装置 - Google Patents

一种航空发动机反推力装置 Download PDF

Info

Publication number
CN102877982B
CN102877982B CN201210258298.7A CN201210258298A CN102877982B CN 102877982 B CN102877982 B CN 102877982B CN 201210258298 A CN201210258298 A CN 201210258298A CN 102877982 B CN102877982 B CN 102877982B
Authority
CN
China
Prior art keywords
thrust
hinged
jet pipe
reaction thrust
connecting rod
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201210258298.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102877982A (zh
Inventor
田大可
金路
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC KONGTIAN ENGINE RESEARCH INSTITUTE CO., LTD.
Original Assignee
AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute filed Critical AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute
Priority to CN201210258298.7A priority Critical patent/CN102877982B/zh
Publication of CN102877982A publication Critical patent/CN102877982A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102877982B publication Critical patent/CN102877982B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Abstract

一种航空发动机反推力装置，包括反推力门、盖板、作动筒、大连杆、滑动接头、小连杆，反推力子结构，驱动机构，尾喷管；两个反推力子结构和两个驱动机构；反推力子结构由反推力门和盖板组成，两个反推力子结构对称布置于尾喷管内上下两侧，两个反推力门铰接后再与位于尾喷管左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板分别与尾喷管铰接；每个驱动机构由作动筒、滑动接头、小连杆和大连杆组成，两个驱动机构对称布置在尾喷管的左右两侧，作动筒固接于尾喷管的后部。本发明的优点：增大飞机的飞行阻力，反推效果更加明显；提高了机构动作的同步性和可靠性；不仅适用于航空发动机，还可应用于工业输气管道的气流导向中。

Description

一种航空发动机反推力装置
技术领域
本发明涉及一种飞机减速装置，特别涉及了一种航空发动机反推力装置。
背景技术
反推力装置是飞机上经常采用的一种减速装置，它通过操纵机构将发动机向后排出的燃气变为前向排出进而产生推力反向，起到减速、刹车的作用。在湿滑或被冰雪覆盖的跑道上，反推力装置的作用更加明显，它可以有效地缩短飞机着陆时的滑跑距离，使飞机在规定的距离内安全停住；此外反推力装置还可以使飞机完成飞行中的减速，从而提高飞机的机动性。目前在中小涵道比飞机上应用较多是哈壳形门式反推力装置，该装置工作时，两扇反推力门关闭，气流从出口叶栅向斜前方排出，产生反推力，但该装置的出口叶栅为不可动结构，增大了发动机仓的截面直径，从而增大了飞机的飞行阻力；并且该装置由四个作动筒共同驱动反推门的张开与闭合，降低了机构的可靠性和同步性。
发明内容
本发明的目的是为了实现飞机减速的同时，满足体积小、效率高、结构简单、驱动方便，特提供了一种航空发动机反推力装置。
本发明提供了一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置包括反推力门1、盖板2、作动筒3、大连杆4、滑动接头5、小连杆6，反推力子结构7，驱动机构8，尾喷管9；
其中：两个反推力子结构7和两个驱动机构8；每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；每个驱动机构8由作动筒3、滑动接头5、小连杆6和大连杆4组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，小连杆6的另一端与反推力门1铰接，大连杆4的另一端与盖板铰接。
本发明的优点：
一、本发明的反推力装置在飞机巡航状态下，其盖板处于常闭状态，有效地减小了发动机所占用的空间；二、本发明的反推力装置处于工作状态时，作动筒不仅驱动反推力门关闭，同时驱动盖板打开，有效地增大了飞机的飞行阻力，反推效果更加明显；三、本发明的反推力装置仅需要两个作动筒即可实现反推力功能，提高了机构动作的同步性和可靠性；四、本发明不仅适用于航空发动机，还可应用于工业输气管道的气流导向中。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1是飞机处于巡航状态时，尾喷管处的结构示意图；
图2是图1隐去尾喷管后，反推力装置结构示意图；
图3是图2隐去驱动机构后，反推力子结构示意图；
图4是图2隐去反推力子结构后，驱动机构示意图；
图5是飞机处于反推力状态时，尾喷管处的结构示意图；
图6是图5隐去尾喷管后，反推力装置结构示意图。
具体实施方式
实施例1
本实施例提供了一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置包括反推力门1、盖板2、作动筒3、大连杆4、滑动接头5、小连杆6，反推力子结构7，驱动机构8，尾喷管9；
其中：两个反推力子结构7和两个驱动机构8；每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；每个驱动机构8由作动筒3、滑动接头5、小连杆6和大连杆4组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，小连杆6的另一端与反推力门1铰接，大连杆4的另一端与盖板铰接。
结合图1～图4说明本实施方式，本实施方式的具有联动功能的发动机反推力装置，包括两个反推力子结构7和两个驱动机构8；所述每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；所述每个驱动机构8由作动筒3、大连杆4、滑动接头5和小连杆6组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，所述小连杆6的另一端与反推力门1铰接，所述大连杆4的另一端与盖板2铰接。飞机处于巡航状态时，两个反推力门1处于常开状态，盖板2处于常闭状态，气流通过尾喷管9向后排出。
实施例2
本实施例提供了一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置包括反推力门1、盖板2、作动筒3、大连杆4、滑动接头5、小连杆6，反推力子结构7，驱动机构8，尾喷管9；
其中：两个反推力子结构7和两个驱动机构8；每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；每个驱动机构8由作动筒3、滑动接头5、小连杆6和大连杆4组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，小连杆6的另一端与反推力门1铰接，大连杆4的另一端与盖板铰接。
结合图5和图6说明本实施方式，本实施方式的反推力装置处于启动状态时，作动筒3向后拉动滑动接头5，滑动接头5通过小连杆6驱动两个反推力门1关闭，同时滑动接头5带动大连杆4驱动盖板2打开，这样气流只能通过反推力门1及盖板2向前排出，使飞机起到减速刹车的作用。其他组成及连接关系与具体实施例1相同。
实施例3
本实施例提供了一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置包括反推力门1、盖板2、作动筒3、大连杆4、滑动接头5、小连杆6，反推力子结构7，驱动机构8，尾喷管9；
其中：两个反推力子结构7和两个驱动机构8；每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；每个驱动机构8由作动筒3、滑动接头5、小连杆6和大连杆4组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，小连杆6的另一端与反推力门1铰接，大连杆4的另一端与盖板铰接。
结合图1～图3说明本实施方式，本实施方式的每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接。如此设计，可以有效地减小发动机所占用的空间，同时在反推力装置工作时可增大反推力。
实施例4
本实施例提供了一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置包括反推力门1、盖板2、作动筒3、大连杆4、滑动接头5、小连杆6，反推力子结构7，驱动机构8，尾喷管9；
其中：两个反推力子结构7和两个驱动机构8；每个反推力子结构7由反推力门1和盖板2组成，两个反推力子结构7对称布置于尾喷管9内上下两侧，两个反推力门1铰接后再与位于尾喷管9左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板2分别与尾喷管9铰接；每个驱动机构8由作动筒3、滑动接头5、小连杆6和大连杆4组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，小连杆6的另一端与反推力门1铰接，大连杆4的另一端与盖板铰接。
结合图1、图2和图4说明本实施方式，本实施方式的每个驱动机构8由作动筒3、大连杆4、滑动接头5和小连杆6组成，两个驱动机构8对称布置在尾喷管9的左右两侧，作动筒3固接于尾喷管9的后部，滑动接头5安装在尾喷管9左右两侧的滑道内，滑动接头5一端与作动筒3驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆6和大连杆4的一端铰接，所述小连杆6的另一端与反推力门1铰接，所述大连杆4的另一端与盖板2铰接。如此设计，结构简单，机构展开平稳、可靠。

Claims (1)

1.一种航空发动机反推力装置，其特征在于：所述的航空发动机反推力装置，包括反推力子结构(7)，驱动机构(8)，尾喷管(9)；
其中：两个反推力子结构(7)和两个驱动机构(8)；每个反推力子结构(7)由反推力门(1)和盖板(2)组成，两个反推力子结构(7)对称布置于尾喷管(9)内上下两侧，两个反推力门(1)铰接后再与位于尾喷管(9)左右两侧的两个通孔铰接，两个盖板(2)分别与尾喷管(9)铰接；每个驱动机构(8)由作动筒(3)、滑动接头(5)、小连杆(6)和大连杆(4)组成，两个驱动机构(8)对称布置在尾喷管(9)的左右两侧，作动筒(3)固接于尾喷管(9)的后部，滑动接头(5)安装在尾喷管(9)左右两侧的滑道内，滑动接头(5)一端与作动筒(3)的驱动杆固接，另一端包含三个铰接点，分别与小连杆(6)和大连杆(4)的一端铰接，小连杆(6)的另一端与反推力门(1)铰接，大连杆(4)的另一端与盖板铰接。
CN201210258298.7A 2012-07-24 2012-07-24 一种航空发动机反推力装置 Expired - Fee Related CN102877982B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210258298.7A CN102877982B (zh) 2012-07-24 2012-07-24 一种航空发动机反推力装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201210258298.7A CN102877982B (zh) 2012-07-24 2012-07-24 一种航空发动机反推力装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102877982A CN102877982A (zh) 2013-01-16
CN102877982B true CN102877982B (zh) 2015-04-01

Family

ID=47479450

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210258298.7A Expired - Fee Related CN102877982B (zh) 2012-07-24 2012-07-24 一种航空发动机反推力装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN102877982B (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105715408A (zh) * 2014-12-03 2016-06-29 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种新型的二元矢量喷管
CN104863749B (zh) * 2015-03-27 2017-01-18 南京航空航天大学 具有反推功能的旁路式无源双喉道矢量喷管
CN104806379B (zh) * 2015-04-02 2017-01-25 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有反推功能的喷管
CN104963787B (zh) * 2015-07-09 2017-04-19 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有反推功能的二元喷管
CN105134408B (zh) * 2015-09-18 2017-09-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种二元塞式喷管单作动系统控制机构
CN105240158B (zh) * 2015-09-18 2017-09-22 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种具有反推功能的二元塞式喷管
CN107831017B (zh) * 2017-09-22 2020-07-17 中国航发成都发动机有限公司 航空发动机反推门开关运动耐久试验装置
CN112761810B (zh) * 2021-01-15 2021-10-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机喷管及其扩张片拉杆结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3734411A (en) * 1970-06-06 1973-05-22 Ver Flugtechnische Werke Air brake for jets
US4790495A (en) * 1984-12-06 1988-12-13 Grumman Aerospace Corporation Cascade thrust reverser
US5097661A (en) * 1988-11-10 1992-03-24 The Dee Howard Company Jet engine having a planar exit opening
US6311928B1 (en) * 2000-01-05 2001-11-06 Stage Iii Technologies, L.C. Jet engine cascade thrust reverser for use with mixer/ejector noise suppressor
CN1521087A (zh) * 2002-10-25 2004-08-18 �ŵ����-�������˹�� 推力反向器的维修和制止板
CN101675239A (zh) * 2007-05-21 2010-03-17 埃尔塞乐公司 用于门式推力反向器的具有可移动扰流器的门

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3734411A (en) * 1970-06-06 1973-05-22 Ver Flugtechnische Werke Air brake for jets
US4790495A (en) * 1984-12-06 1988-12-13 Grumman Aerospace Corporation Cascade thrust reverser
US5097661A (en) * 1988-11-10 1992-03-24 The Dee Howard Company Jet engine having a planar exit opening
US6311928B1 (en) * 2000-01-05 2001-11-06 Stage Iii Technologies, L.C. Jet engine cascade thrust reverser for use with mixer/ejector noise suppressor
CN1521087A (zh) * 2002-10-25 2004-08-18 �ŵ����-�������˹�� 推力反向器的维修和制止板
CN101675239A (zh) * 2007-05-21 2010-03-17 埃尔塞乐公司 用于门式推力反向器的具有可移动扰流器的门

Also Published As

Publication number Publication date
CN102877982A (zh) 2013-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102877982B (zh) 一种航空发动机反推力装置
JP6903369B2 (ja) スラストリバーサを備えたガスタービンエンジン及び動作の方法
US7264206B2 (en) Leading edge flap apparatuses and associated methods
EP2937551B1 (en) Nacelle comprising a thrust reverser
US3986686A (en) Aircraft with retractable rotor wing
US5390877A (en) Vectorable nozzle for aircraft
GB1570680A (en) Failsafe cascade/clamshell thrust reverser
BR112012024308A2 (pt) nacela para um motor de avião, compreendendo uma carenagem de reversor de empuxo montada de modo deslizante entre uma posição de jato direto e uma posição de jato reverso, e bocal de cano de jato de saída com seção transversal variável posicionado na extensão a jusante dessa carenagem de reversor, e meios para respectivamente atuar essa carenagem e esse bocal
CN111792043B (zh) 涡轮风扇发动机和飞行器
US2945346A (en) Reverse thrust brake
US9637218B2 (en) Aircraft with forward sweeping T-tail
JPH05505992A (ja) 垂直および短距離離着陸飛行機のための推進システム
CN102556338A (zh) 用于航空器的发动机舱
BR112012027599A2 (pt) montagem compreendendo um dispositivo de empuxo reverso e sistema para atuar o mesmo e motor turbojato de fluxo dual
CN102844238A (zh) 具有格栅式推力反向器和可变几何喷嘴的用于飞行器发动机的机舱
EP2987991B1 (en) Fan nozzle with thrust reversing and variable area function
McKay et al. The ultrafan engine and aircraft based thrust reversing
DE102016010216A1 (de) Schubklappe für ein Segelflugzeug, Luftfahrzeug oder Bodeneffektfahrzeug
CN102812273A (zh) 推力反向设备
CN209369949U (zh) 一种涡轮风扇发动机短舱外涵道反推力装置
Siddiqui et al. Review of thrust reverser mechanism used in turbofan jet engine aircraft
CN113401349A (zh) 涡轮风扇发动机和包括涡轮风扇发动机的飞行器
CN205418053U (zh) 一种组合式变体飞行器布局
CN109441661A (zh) 一种涡轮风扇发动机短舱外涵道反推力装置
JPS6128559B2 (zh)

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
ASS Succession or assignment of patent right

Owner name: AVIC KONGTIAN AIRCRAFT ENGINE RESEARCH INSTITUTE C

Free format text: FORMER OWNER: SHENYANG ENGINE DESIGN + RESEARCH INSTITUTE, AVIATION INDUSTRY CORPORATION OF CHINA

Effective date: 20150710

C41 Transfer of patent application or patent right or utility model
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20150710

Address after: 101304 Beijing City, Shunyi District Shun Hing Road No. 21

Patentee after: AVIC KONGTIAN ENGINE RESEARCH INSTITUTE CO., LTD.

Address before: Shenhe District of Shenyang City, 110015 Wan Lin Road No. 1 in Liaoning Province

Patentee before: Shenyang Engine Design & Research Institute, Aviation Industry Corporation of China

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20150401

Termination date: 20200724