RU2139434C1 - Устройство реверсирования тяги турбореактивного двигателя со створками, снабженными отклоняющими лопатками - Google Patents

Abstract

Устройство предназначено для реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя. Устройство содержит поворотные створки, выполненные с возможностью в закрытом положении при функционировании устройства в режиме прямой тяги интегрирования в наружную стенку кольцевого канала, образующего контур газового потока позади вентилятора турбореактивного двигателя. Створки выполнены также с возможностью поворота под действием специального средства управления их перемещением для образования отклоняющего газовый поток препятствия при функционировании этого устройства в режиме реверсирования тяги. На каждой створке установлена по меньшей мере одна лопатка отклонения газового потока с аэродинамическим профилем в форме крыла, располагающаяся в контакте с газовым потоком, циркулирующим в кольцевом канале. Причем газовый поток оказывает на упомянутую лопатку воздействие, стремящееся удержать створку в ее положении закрытия, соответствующем работе данного устройства в режиме прямой тяги. Такое выполнение устройства позволит повысить надежность и безопасность его функционирования и/или улучшить характеристики его работы в режиме прямой тяги или в режиме реверсирования тяги. 16 з.п.ф-лы, 30 ил.

Description

Предлагаемое изобретение касается устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя. Такой турбореактивный двигатель оборудован специальным каналом позади вентилятора, функция которого состоит в том, чтобы отвести так называемый холодный или вторичный поток газов, образуя второй контур циркуляции газов.

Этот канал образован внутренней стенкой, которая охватывает конструкцию собственно данного турбореактивного двигателя позади вентилятора, и наружной стенкой, передняя по потоку часть которой образует сплошную линию обвода с кожухом двигателя, который охватывает вентилятор. В данном случае понятия "передний по потоку" и "задний по потоку" определяются по отношению к обычному направлению циркуляции газов при функционировании данного турбореактивного двигателя в режиме прямой или полетной тяги.

Упомянутая наружная стенка одновременно может отводить или направлять вторичный поток и первичный поток в его задней части и делать это позади выброса этого первичного, так называемого горячего потока, в случае мотогондолы, например, со смешением потоков или со слиянием потоков, но в других случаях эта наружная стенка отводит только вторичный поток, как это имеет место в случае так называемых мотогондол с раздельными потоками.

Стенка может также придавать обтекаемую форму внешним обводам двигателя, то есть внешним обводам кожуха, который охватывает вентилятор, и внешним обводам описанной выше наружной стенки с целью минимизации лобового сопротивления данной силовой установки. Это, в частности, относится к случаю, когда силовые установки располагаются снаружи летательного аппарата, точнее говоря, когда силовые установки подвешены под крыльями самолета или закреплены в задней части его фюзеляжа.

В последующем изложении наружным обтекателем будет называться система, образованная наружной стенкой мотогондолы.

На приведенной в приложении к данному описанию фиг. 1 схематически показан пример известной реализации устройства реверсирования тяги этого типа, примененный, как это можно видеть на схематическом перспективном виде, показанном на фиг. 2, на двухконтурном турбореактивном двигателе.

Данное устройство реверсирования тяги образовано створками 7, представляющими собой подвижную часть 2 этого устройства и формирующими в своем неактивизированном состоянии, то есть в положении, соответствующем функционированию устройства в режиме прямой тяги, часть наружного обтекателя, и некоторой неподвижной конструкцией, реализующей этот наружный обтекатель перед створками по потоку при помощи передней по потоку части 1, позади створок по потоку при помощи задней по потоку части 3 и между этими створками 7 при помощи силовых балок 18, которые связывают между собой заднюю по потоку часть 3 наружного обтекателя с его передней по потоку частью 4.

Подвижные створки 7 смонтированы по окружности наружного обтекателя и установлены с возможностью поворота в некоторой промежуточной зоне их боковых стенок на упомянутых силовых балках 18, располагающихся по одну и по другую стороны от этих створок, причем эти боковые стенки вместе с передними и задними по потоку стенками представляют собой стенки, которые связывают наружную часть 9 створок 7, которая образует часть наружной стенки мотогондолы, с внутренней частью 11 этих створок 7, которая образует часть наружной стенки канала вторичного контура.

Упомянутая передняя по потоку часть 1 неподвижной конструкции данного устройства реверсирования тяги содержит переднюю раму 6, которая служит опорой для средств управления перемещениями подвижных створок 7, представляющих собой, например, силовые цилиндры 8.

В своем активизированном положении подвижные створки 7 поворачиваются таким образом, чтобы часть этих створок, располагающаяся позади осей поворота по потоку, в большей или меньшей степени перекрывала упомянутый канал вторичного контура, и таким образом, чтобы передняя по потоку часть этих створок освобождала проход в наружном обтекателе для обеспечения возможности отвода или отклонения вторичного газового потока в радиальном направлении по отношению к оси упомянутого канала.

Передняя по потоку часть раскрытых створок 7 выступает за пределы внешних обводов наружного обтекателя таким образом, чтобы определить соответствующие размерные параметры прохода, который должен быть способен пропустить этот отклоняемый поток без нарушения нормального функционирования данного турбореактивного двигателя. Угол поворота этих подвижных створок регулируется таким образом, чтобы обеспечить возможность свободного прохода газового потока вторичного контура и исключить создание прямой тяги этим потоком и даже начать формирование обратной тяги, создавая некоторую составляющую этого газового потока, ориентированную в направлении полета данного самолета.

Упомянутые подвижные створки 7 также снабжены в их передней по потоку части специальным носком 13, выступающим в направлении вперед в том случае, когда эти створки 7 раскрыты, по отношению к внутренней поверхности створок таким образом, чтобы отклонять газовый поток вторичного контура в направлении полета самолета и завершать таким образом формирование составляющей обратной тяги.

Известные примеры реализации подобного устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя проиллюстрированы, например, в патентах Франции FR-A-1482538 или FR-A-2030034.

Существуют также устройства реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя типа описанного, например, в патенте США US 3605411, которые позволяют иметь выступающий вперед носок створки в том случае, когда эти створки раскрыты, с обеспечением при этом сплошности или непрерывности наружной стенки канала вторичного контура двигателя в том случае, когда эти створки закрыты.

Из патента Франции FR-A-2618853 известно устройство реверсирования тяги, в котором выступающий на конце створки носок убирается или складывается при работе устройства в режиме прямой тяги таким образом, чтобы оптимизировать аэродинамические характеристики двигателя.

В некоторых вариантах применения, как это, в частности, схематически показано на фиг. 1, носок 13 выступает относительно внутренней поверхности 11 створки 7 даже при работе данного устройства в режиме прямой тяги, не выходя, тем не менее, при этом в канал вторичного контура, который в представленном здесь примере снабжен полостью 16, лишь незначительно ухудшающей характеристики двигателя при том, что в этом случае устройство реверсирования тяги становится предельно простым.

Комбинация носков и отклоняющих кромок также позволяет обеспечить оптимизацию направления выброса потока, как указывает патент Франции FR-A-2680547.

И наконец, управление створками при их перемещении из одного положения в другое при помощи силового цилиндра известно само по себе. Однако здесь будет выделено весьма простое техническое решение, в соответствии с которым имеется один силовой цилиндр на каждую створку, закрепленный в своей передней по потоку части на передней по потоку неподвижной конструкции наружного обтекателя и закрепленный в своей задней по потоку части на соответствующей ему створке в некоторой точке, располагающейся в передней по потоку части, как указано, например, в патенте Франции FR-1482538.

Тип устройства реверсирования тяги, который был описан выше, имеет главный недостаток, состоящий в том, что по условиям, накладываемым ограничениями установления аэродинамических размерных параметров прохождения газового потока через проходы, открываемые передними по потоку частями упомянутых створок, давление в канале вторичного контура оказывает на эти створки такое воздействие, которое стремится их открыть. Действительно, полное поперечное сечение всех этих проходов должно быть больше поперечного сечения канала вторичного контура в плоскости, располагающейся по потоку перед створками, по причине потерь давления, вызываемых отклонением потока, и в том случае, когда поперечное сечение утечки (задняя по потоку часть канала, не перекрытая задними по потоку частями раскрытых створок) минимизировано таким образом, чтобы обеспечить надлежащую обратную тягу.

Описанный выше главный недостаток устройств реверсирования тяги этого типа выражается в двух следующих аспектах: то обстоятельство, что створки такого устройства имеют тенденцию к открытию, представляет собой существенный недостаток с точки зрения безопасности. Створки, для которых воздействие давления в канале будет стремиться удержать их в закрытом (не развернутом) положении, сделали бы устройство более надежным и безопасным, так же как и створки, воздействие давления на которые стремится снова их закрыть в том случае, когда эти створки находятся в положении, при котором тяга еще не реверсируется, даже если она частично нарушена (об этом еще будет сказано в последующем изложении); воздействие давления на створки в некоторых известных примерах реализации подобных устройств реверсирования тяги оказывается таким, что в ряде случаев с учетом геометрических размеров данного устройства реверсирования тяги очень большие усилия передаются через силовые цилиндры между точками их крепления на передней по потоку неподвижной конструкции и на створках. В результате этого приходится увеличивать массу конструкции, системы управления створками и их блокировки, а также самих створок.

Цель данного изобретения состоит в том, чтобы предложить средство, которое позволяет повысить надежность и безопасность функционирования устройства реверсирования тяги и/или улучшить характеристики работы в режиме прямой тяги или в режиме реверсирования тяги.

В соответствии с предлагаемым изобретением поставленные цели достигаются при помощи устройства реверсирования тяги с поворотными створками упомянутого выше типа, отличающегося тем, что на каждой створке установлена по меньшей мере одна отклоняющая лопатка с аэродинамическим профилем в форме крыла, располагающаяся в контакте с газовым потоком, циркулирующим в кольцевом канале, таким образом, что упомянутый поток оказывает на эту лопатку воздействие, стремящееся удержать данную створку в ее закрытом положении при функционировании устройства в режиме прямой тяги.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примера его практической реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении фигуры, среди которых: фиг. 1 представляет собой схематический вид в продольном разрезе по плоскости, проходящей через ось вращения соответствующего турбореактивного двигателя, половины устройства реверсирования тяги с поворотными створками в закрытом положении известного типа, о котором уже было сказано выше в данном описании; фиг. 2 представляет собой схематический перспективный вид устройства реверсирования тяги упомянутого выше типа, показанного в смонтированном положении на турбореактивном двигателе и с закрытыми створками; фиг. 3 представляет собой аналогичный фиг. 1 схематический вид устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с первым вариантом реализации предлагаемого изобретения; фиг. 4 представляет собой схематический вид устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 3, но в положении, соответствующем функционированию в режиме реверсирования тяги; фиг. 5 представляет собой схематический вид, аналогичный фиг. 1, устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с вторым возможным вариантом реализации предлагаемого изобретения; фиг. 6 представляет собой схематический вид устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 5, но в положении функционирования в режиме реверсирования тяги; фиг. 7 представляет собой аналогичный фиг. 1 схематический вид устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с третьим возможным вариантом реализации предлагаемого изобретения; фиг. 8 представляет собой схематический вид устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 7, но в положении функционирования в режиме реверсирования тяги; фиг. 9 представляет собой аналогичный фиг. 1 схематический вид устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с четвертым возможным вариантом практической реализации предлагаемого изобретения; фиг. 10 представляет собой схематический вид устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 9, но в положении функционирования в режиме реверсирования тяги; фиг. 11 представляет собой аналогичный фиг. 1 схематический вид устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с еще одним вариантом упомянутого четвертого способа реализации предлагаемого изобретения; фиг. 12 представляет собой аналогичный фиг. 1 схематический вид устройства реверсирования тяги с поворотными створками в положении функционирования в режиме прямой тяги в соответствии с пятым возможным способом практической реализации предлагаемого изобретения; фиг. 13 представляет собой схематический вид устройства реверсирования тяги, показанного на фиг. 12, но в положении функционирования в режиме реверсирования тяги; фиг. 14 представляет собой схематический вид по оси турбореактивного двигателя устройства реверсирования тяги в соответствии с предлагаемым изобретением, показанного на фиг. 3; фиг. 15 и 16 представляют собой схематические виды варианта упомянутого первого способа реализации предлагаемого изобретения, показанного на фиг. 3 и 4; фиг. 17 и 18 представляют собой схематические виды варианта упомянутого третьего способа реализации предлагаемого изобретения, показанного на фиг. 7 и 8; фиг. 19-22 представляют собой виды по оси двигателя других возможностей кривизны лопатки; фиг. 23 представляет собой схематический вил варианта третьего способа реализации предлагаемого изобретения, представленного схематически на фиг. 7 и 8; фиг. 24-28 представляют собой схематические виды примеров передних и задних по потоку разрезов лопаток; фиг. 29 и 30 представляют собой схематические виды способа реализации предлагаемого изобретения применительно к устройству реверсирования тяги с задними по потоку препятствиями.

В соответствии с первым способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 3 и 4, устройство реверсирования тяги способно осуществлять на соответствующих этапах полета самолета реверсирование связанного с ним турбореактивного двигателя, содержит уже известные главные составные части, описанные выше в известном примере реализации такого устройства со ссылками на фиг. 1 и 2. Предлагаемое устройство реверсирования тяги содержит, в частности, переднюю по потоку неподвижную конструкцию 1, поворотные створки 7, содержащие наружную часть 9, внутреннюю часть 11, носок 13 и связанные с управляющим силовым цилиндром 8, а также заднюю по потоку неподвижную часть 3.

Отличительным образом и в соответствии с предлагаемым изобретением на каждой створке 7 в ее передней по потоку части и на уровне полости этой створки установлена лопатка 22, имеющая аэродинамический профиль, адаптированный к выполняемой ею функции, о чем более подробно будет сказано ниже, в частности, аэродинамический профиль крыла самолета.

В представленном на фиг. 3 и 4 примере реализации предлагаемого изобретения передняя кромка 22a лопатки 22 располагается с передней по потоку стороны и эта лопатка 22 установлена таким образом, что она располагается в кольцевом канале 21 в некотором промежуточном в радиальном направлении положении между внутренней и наружной стенками, ограничивающими этот канал.

В данном случае верхняя поверхность 22б этой лопатки 22 обращена в сторону внутренней стенки кольцевого канала 21. В данном случае лопатка 22 подвешена при помощи боковых стенок 23 к передней по потоку части створки 7 на уровне полости этой створки. Эти боковые стенки 23 дополнительно могут реализовывать часть или всю совокупность функций боковых носков данной створки. На фиг. 14 схематически показан вариант реализации устройства реверсирования тяги, имеющего четыре поворотные створки по данному изобретению.

Эти боковые стенки 23 также имеют аэродинамический профиль, соответственно адаптированный таким образом, чтобы минимизировать лобовое сопротивление. Определение параметров лопатки 22, в частности, ее длины, толщины и формы аэродинамического профиля, местоположения на створке 7 и в кольцевом канале 21, а также пространственная ориентация этой лопатки 22, осуществляется таким образом, чтобы воздействие на нее газового потока при функционировании данного устройства в режиме прямой тяги, как это схематически показано на фиг. 3, имело тенденцию удерживать данную створку 7 в направлении ее самозакрытия, либо удерживать ее в уравновешенном безразличном положении, либо в положении небольшого открытия створки, неспособного сколько-нибудь заметно ухудшить управляемость самолета, в том случае, когда произойдет несанкционированное раскрытие створок данного устройства в результате возможных отказов в предусмотренных конструкцией системах безопасности.

В положении функционирования в режиме реверсирования тяги, которое схематически представлено на фиг. 4, нижний профиль 22c лопатки 22 в функции пространственной ориентации и аэродинамического профиля этой лопатки и совместно с донной частью 15 полости створки 7 позволяет способствовать течению газового потока в направлении дефлектора 13 этой створки, улучшая таким образом управление слоями потока, реверсируемого в направлении полета самолета, и обеспечивая тем самым требуемые характеристики реверсирования тяги. Боковые стенки 23, на которых подвешена лопатка 22, могут, кроме того, выполнять функцию боковых дефлекторов, связанных со створкой 7.

В примере практической реализации предлагаемого изобретения, схематически представленном на фиг. 3 и 4, где силовой цилиндр 8 управления перемещениями створки 7 располагается по оси этой створки и установлен в туннеле 14, упомянутая лопатка 22 состоит из двух частей, располагающихся по обе стороны от этого туннеля 14. В том случае, когда средство управления перемещением створки располагается за пределами прохода, образуемого в наружном обтекателе и представляющего собой колодец реверсирования, упомянутая лопатка 22 может быть выполнена в виде единой детали, проходящей от одной боковой кромки створки 7 до другой ее боковой кромки.

В соответствии со вторым возможным способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 5 и 6, отклоняющая лопатка 22 смонтирована в задней по потоку части створки 7, а именно, в зоне, расположенной между точкой поворота 20 створки 7 и задним по потоку концом этой створки. В данном случае верхняя поверхность 22б лопатки 22 обращена в сторону внутренней части 11 створки 7 и передняя кромка 22a этой лопатки 22 установлена с передней по потоку стороны.

Установленная в этом положении лопатка 22 выполнена в виде единой детали, и она располагается при работе данного устройства в режиме реверсирования тяги, как это схематически показано на фиг. 6, в зоне рециркуляции воздуха, не оказывая существенного влияния на эффекты реверсирования потока.

В соответствии с третьим возможным способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 7 и 8, лопатка 22 установлена на границе аэродинамической линии вдоль наружной стенки кольцевого канала 21 и внутренней поверхности внутренней части 11 створки 7.

В положении функционирования в режиме прямой тяги, схематически представленном на фиг. 7, лопатка 22 в этом случае представляет собой генератор локального разрежения, которое стремится уравновесить створку 7 в направлении ее самозакрытия, или восстановить это равновесие. Такое действие усиливается благодаря надлежащему заходу лопатки 22 в струю циркуляции газа в кольцевом канале 21, что позволяет потоку газа оказывать на лопатку 22 действие, стремящееся удержать створку 7 в направлении ее закрытия.

В качестве варианта реализации передняя кромка лопатки 22 может быть установлена с задней по потоку стороны таким образом, чтобы улучшить условия управления реверсируемым потоком на внутренней стенке створки при функционировании данного устройства в режиме реверсирования тяги.

В соответствии с вариантом реализации, схематически представленным на фиг. 23, передняя по потоку кромка лопатки 22 может быть перекрыта небольшим выступом кромки отклонения устройства реверсирования тяги таким образом, чтобы улучшить при функционировании в режиме прямой тяги упомянутый эффект разрежения в полости створки 7.

Вместо того, чтобы оставаться неподвижной, как это характерно для трех уже описанных выше способов реализации предлагаемого изобретения, упомянутая лопатка 22 в зависимости от результатов, требуемых в некоторых специальных случаях применения, может быть выполнена подвижной.

Исходя из третьего способа реализации, описанного выше со ссылками на фиг. 7 и 8, и в соответствии с четвертым возможным способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 9 и 10, к лопатке 24 добавлена специальная механическая система управления 30. Эта механическая система 30 может быть образована любым известным и подходящим в данном случае средством, позволяющим согласовать и синхронизировать перемещение лопатки 24 с перемещением створки 7. В представленном на фиг. 9 и 10 примере эта механическая система 30 схематически представлена в виде шестерни и зубчатой рейки, причем данное устройство здесь дополнено пружиной 31, которая позволяет удерживать лопатку 24 в заданном положении в том случае, когда створка 7 открыта, как это схематически показано на фиг. 10.

Как показано штрих-пунктирной линией на фиг. 9, как только створка 7 начинает открываться, в частности, в случае аварийного несанкционированного раскрытия, лопатка 24 выходит в газовый поток и оказывается в таком положении, что обеспечивает удержание створки 7 в некотором уравновешенном положении, не оказывающем существенного неблагоприятного влияния на управляемость самолета. Перемещение подвижной лопатки 24 направляется одной или несколькими направляющими известным образом и в функции решаемых в данном случае задач, причем определенный закон перемещения этой лопатки реализуется с помощью механической системы привода или управления 30 в соответствии с заданной кинематикой этой системы.

Другой пример пригодного для использования в данном случае средства управления рычажного типа, представляющего собой упомянутую механическую систему 30 привода лопатки 24, схематически представлен на фиг. 11.

Перемещение лопатки 24 может быть реализовано вдоль направления, перпендикулярного поверхности створки 7, как это показано на приведенных в приложении фигурах, но может также осуществляться и в направлении, в большей или меньшей степени наклоненном вперед по потоку или назад по потоку в зависимости от преследуемой в данном случае цели.

В соответствии с пятым возможным способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 12 и 13, подвижная лопатка 24 шарнирно связана с осью поворота 25, закрепленной при помощи кронштейна 25a на створке 7. Эта ось поворота 25 занимает некоторое промежуточное положение между передней по потоку и задней по потоку кромками лопатки 24.

Система рычагов 32 связывает эту поворотную лопатку 24 с шарниром на конце штока силового цилиндра 8 управления перемещением створки 7. Таким образом, в процессе перемещения створки 7 лопатка 24 поворачивается вокруг своей оси поворота 25 и занимает положение, которое схематически показано на фиг. 13, позволяющее обеспечить ориентацию реверсируемого газового потока в направлении полета самолета, то есть навстречу набегающему потоку. Эта поворотная лопатка 24, в частности, в том случае, когда она установлена на переднем по потоку конце створки 7, связанном с адаптированной соответствующим образом кромкой отклонения неподвижной конструкции 1, выполняет функцию отклонения по типу носка створки.

На основе первого способа реализации предлагаемого изобретения, описанного выше со ссылками на фиг. 3 и 4, также можно выполнить соответствующий монтаж лопатки 24 с тем, чтобы сделать ее подвижной, как это схематически показано на фиг. 15 и 16.

В этом случае ось поворота 25 расположена на упомянутых боковых стенках 26 крепления лопатки 24 в некоторой промежуточной точке между передней по потоку кромкой и задней по потоку кромкой этих боковых стенок. Некоторая автоматическая возвратная система, выполненная, например, в виде торсионной пружины 27, позволяет обеспечить удержание лопатки 24 в заданном положении.

В положении функционирования в режиме прямой тяги, схематически показанном на фиг. 15, один или несколько специальных упоров 28, жестко связанных с передней по потоку неподвижной конструкцией 1 данного устройства реверсирования тяги, позволяют отрегулировать оптимальное положение лопатки 24 при помощи регулировки соответствующих упоров. Оптимальное управление струями реверсируемого газового потока обеспечивается, как это схематически показано на фиг. 16, при обеспечении примерного совпадения между двумя располагающимися друг против друга профилями лопатки 24 и донной части створки.

В соответствии с вариантом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 17 и 18, неподвижная лопатка 22, располагающаяся в полости створки 7, имеет верхнюю поверхность 22б, обращенную в сторону внутренней части 11 створки 7, и переднюю кромку 22a, установленную навстречу потоку. Таким образом, в положении функционирования в режиме реверсирования газового потока, как это схематически показано на фиг. 18, упомянутая лопатка 22 отводит часть газового потока в направлении дефлектора 13 с тем, чтобы повысить эффективность направленной в сторону полета самолета струи и обеспечить тем самым требуемые характеристики реверсирования тяги.

В качестве возможного варианта реализации передняя кромка 22a лопатки 22 может, кроме того, быть ориентированной не против потока, а по потоку.

В зависимости от особенностей различных специфических случаев применения предлагаемого изобретения оптимизация управления струями реверсируемого газового потока может быть обеспечена путем изменения различных параметров, в частности: кривизны профиля лопаток независимо от того, представляют ли они собой неподвижные 22 или подвижные 24 лопатки по отношению к оси данного турбореактивного двигателя, является ли эта кривизна положительной, как это схематически показано на фиг. 19, отрицательной, как это схематически показано на фиг. 20, или нулевой, как это схематически показано на фиг. 21, а также независимо от наличия или отсутствия поддерживающих боковых стенок 23 упомянутая лопатка может располагаться либо по всей ширине данной створки 7, как это схематически показано на фиг. 20, либо только на некоторой части ширины этой створки 7, как это схематически показано на фиг. 19; упомянутая лопатка может быть несимметричной либо по отношению к каналу, как это схематически показано на фиг. 22, либо в направлении поперечной оси данного двигателя; выполненные спереди по потоку и/или сзади по потоку разрезы лопаток могут быть откорректированы соответствующим образом, как это схематически показано на примерах, приведенных здесь на фиг. 24-28.

Кроме того, следует отметить, что некоторые описанные выше варианты практической реализации предлагаемого изобретения могут быть использованы как самостоятельно, так и в определенных сочетаниях друг с другом при построении устройства реверсирования тяги в соответствии с данным изобретением. Так, например, поворотная створка 7 может одновременно быть снабжена лопаткой на уровне полости данной створки и лопаткой, располагающейся в задней по потоку зоне этой створки.

В соответствии с еще одним возможным способом реализации предлагаемого изобретения, схематически представленным на фиг. 29 и 30, элементы 7 образуют задние по потоку отклоняющие препятствия в положении функционирования устройства в режиме реверсирования тяги, как это схематически показано на фиг. 30, после поворота вокруг осей 20. В соответствии с предлагаемым изобретением лопатка 22 с соответствующим аэродинамическим профилем закреплена на упомянутом поворотном элементе 7. В этом варианте применения лопатки 22 дополнительно могут выполнять роль термической защиты при функционировании в режиме реверсирования тяги в том случае, когда они установлены в продолжение первичного или горячего потока данного турбореактивного двигателя.

Claims (17)

1. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащее поворотные створки (7), выполненные с возможностью в закрытом положении при функционировании устройства в режиме прямой тяги интегрирования в наружную стенку кольцевого канала (21), образующего контур газового потока позади вентилятора турбореактивного двигателя, и поворота каждой створки под действием специального средства управления (8) их перемещением для образования отклоняющего газовый поток препятствия при функционировании этого устройства в режиме реверсирования тяги, отличающееся тем, что на каждой створке (7) установлена по меньшей мере одна лопатка (22,24) отклонения газового потока, обладающая аэродинамическим профилем в форме крыла и располагающаяся в контакте с газовым потоком, циркулирующим в кольцевом канале (21), причем газовый поток оказывает на лопатку (22,24) воздействие, стремящееся удержать соответствующую створку (7) в ее закрытом положении, соответствующем функционированию в режиме прямой тяги.

2. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.1, в котором отклоняющая лопатка (22) имеет некоторое фиксированное положение, определяемое по отношению к створке (7).

3. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 2, в котором лопатка (22) расположена в кольцевом канале (21) в промежуточном в радиальном направлении положении между внутренней и наружной стенками, определяющими границы данного канала, и подвешена при помощи боковых стенок (23), образующих аэродинамический профиль в передней по потоку части створки (7) на уровне полости этой створки.

4. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.2, в котором упомянутая лопатка (22) расположена в кольцевом канале (21) в промежуточном в радиальном направлении положении между внутренней и наружной стенками, определяющими границы данного канала, и подвешена при помощи боковых стенок (23), образующих некоторый аэродинамический профиль в задней по потоку части створки (7), в зоне, заключенной между точкой расположения оси поворота (20) створки (7) и задним по потоку концом этой створки.

5. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.2, в котором лопатка (22) установлена на границе аэродинамической линии, проходящей вдоль наружной стенки кольцевого канала (21) и внутренней поверхности внутренней части (11) створки (7), и подвешена при помощи боковых стенок, образующих некоторый аэродинамический профиль в передней по потоку части створки (7) на уровне полости этой створки.

6. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.5, в котором передняя по потоку кромка лопатки (22) перекрывается небольшим выступом (38) кромки отклонения потока, жестко связанной с передней по потоку неподвижной частью (1) данного устройства реверсирования тяги.

7. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.1, в котором отклоняющая лопатка (24) является подвижной и может иметь переменное и регулируемое положение по отношению к створке (7).

8. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 7, в котором механическая система (30), связанная с отклоняющей лопаткой (24), обеспечивает перемещение этой лопатки (24) в кольцевом канале (21).

9. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.8, в котором механическая система (30) содержит приводные шестерни и зубчатую рейку, связанные с возвратной пружиной (31), и обеспечивает перемещение лопатки (24) вдоль направления, перпендикулярного створке (7), причем эта лопатка (24) при перемещении движется в направляющих, жестко связанных со створкой (7).

10. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.8, в котором механическая система (30) содержит рычажную систему, связанную с возвратной пружиной и обеспечивающую перемещение лопатки (24) вдоль направления, перпендикулярного створке (7), причем эта лопатка (24) движется по направляющим, жестко связанным со створкой (7).

11. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 8, в котором подвижная лопатка (24) шарнирно соединена с осью вращения (25), закрепленной на жестко связанном со створкой (7) кронштейне (25а), и связана при помощи специальной рычажной системы (32) с шарниром на конце штока силового цилиндра (8) управления перемещением створки (7) таким образом, что в процессе перемещения упомянутой створки (7) лопатка (24) поворачивается вокруг своей оси (25) с тем, чтобы ориентировать реверсируемый газовый поток в направлении полета самолета.

12. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п. 8, в котором опорные боковые стенки (26), связывающие лопатку (24) со створкой (7), смонтированы на поворотной оси (25), располагающейся в некоторой промежуточной точке между передней по потоку кромкой и задней по потоку кромкой, и связанной с автоматическим механическим возвратным средством (27).

13. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя в соответствии с любым из пп.1 - 12, в котором верхняя поверхность (22б) лопатки (22,24) обращена в сторону внутренней части (11) створки (7).

14. Устройство реверсирования тяги двухконтурного трубореактивного двигателя в соответствии с любым из пп.1 - 12, в котором верхняя поверхность (22б) лопатки (22,24) обращена в сторону внутренней в радиальном направлении стенки кольцевого канала (21).

15. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по одному из пп.13 или 14, в котором передняя кромка (22а) упомянутой лопатки (22,24) располагается навстречу направлению движения газового потока.

16. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя в соответствии с одним из п.13 или 14, в котором передняя кромка (22а) упомянутой лопатки (22,24) располагается в направлении по движению газового потока.

17. Устройство реверсирования тяги двухконтурного турбореактивного двигателя по п.1, в котором створки (7) располагаются на заднем по потоку конце канала вторичного контура и образуют отклоняющие газовый поток препятствия в процессе функционирования данного устройства в режиме реверсирования тяги, причем по меньшей мере одна отклоняющая лопатка (22) с аэродинамическим профилем в форме крыла закреплена на внутренней поверхности упомянутых задних по потоку отклоняющих препятствий (7).

Images