RU2158836C1 - Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops - Google Patents
Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops Download PDFInfo
- Publication number
- RU2158836C1 RU2158836C1 RU99109979A RU99109979A RU2158836C1 RU 2158836 C1 RU2158836 C1 RU 2158836C1 RU 99109979 A RU99109979 A RU 99109979A RU 99109979 A RU99109979 A RU 99109979A RU 2158836 C1 RU2158836 C1 RU 2158836C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- actuators
- nozzle
- guide
- drive system
- fail
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Description
Область использования изобретения
Настоящее изобретение касается в основном осесимметричных направляющих выхлопных сопел газотурбинных двигателей и более конкретно приводных систем таких двигателей, имеющих множественные силовые контуры, чтобы управлять направляющим кольцом.Field of use of the invention
The present invention relates generally to axisymmetric guide exhaust nozzles of gas turbine engines and more particularly to drive systems of such engines having multiple power circuits in order to control the guide ring.
Обсуждение предшествующего уровня техники
Конструкторы военных летательных аппаратов и инженеры постоянно стараются увеличить маневренность летательного аппарата, как для военных программ полета воздух-воздух, так и для усложненных земных наступательных программ. Они усовершенствовали реактивные направляющие сопла, которые обеспечивают поворот или направление выхлопного потока и реактивную тягу газотурбинного двигателя, приводя в движение летательный аппарат, заменив или увеличив использование обычных аэродинамических поверхностей, например, заслонок или элеронов.Discussion of the prior art
Designers of military aircraft and engineers are constantly trying to increase the maneuverability of the aircraft, both for military air-to-air flight programs and for complicated ground offensive programs. They have improved jet guide nozzles that provide rotation or direction of the exhaust flow and jet thrust of a gas turbine engine, propelling the aircraft, replacing or increasing the use of conventional aerodynamic surfaces, such as dampers or ailerons.
Одно вновь усовершенствованное реактивное направляющее сопло является осесимметричным направляющим выхлопным соплом, раскрытым в патенте США N 4994660 (Hauer), который включен здесь для ссылки. Осесимметричное направляющее выхлопное сопло содержит средства для направления реактивной тяги осесимметричного сужающегося/расширяющегося сопла посредством общего поворота расширяющихся заслонок сопла в асимметричном режиме или, другими словами, поворота расширяющихся заслонок в радиальном и тангенциальном направлениях относительно неизменяемой по направлению сопловой осевой линии. Заслонки поворачиваются управляющим кольцом, которое аксиально перемещается и шарнирно устанавливается или поворачивается вокруг его горизонтальной и вертикальной осей (по существу, имеет свое регулируемое пространственное положение) в ограниченных пределах. One newly improved jet guide nozzle is the axisymmetric guide exhaust nozzle disclosed in US Pat. No. 4,994,660 (Hauer), which is incorporated herein by reference. The axisymmetric exhaust guide nozzle comprises means for guiding the jet thrust of an axisymmetric tapering / expanding nozzle by rotating the expanding nozzle flaps in an asymmetric manner or, in other words, rotating the expanding flaps in radial and tangential directions with respect to the nozzle center line which is unchanged in direction. The flaps are rotated by a control ring, which is axially moved and pivotally mounted or rotated around its horizontal and vertical axes (in essence, has its own adjustable spatial position) within a limited range.
Осесимметричное направляющее выхлопное сопло так же, как и обычные выхлопные сопла, включают первичные и вторичные выхлопные заслонки, смонтированные для определения переменной площади сужающегося/расширяющегося выхлопного сопла. Выхлопное сопло является по существу осесимметричным или кольцевым и выхлопной поток, который ограничивается первичными или сужающимися заслонками вплоть до критического сечения сопла и затем вторичными или расширяющимися заслонками. Расширяющиеся заслонки, например, имеют передний конец, определяющий критическое сечение минимальной площади потока, и задний конец, имеющий большую выходную площадь потока, для определения расширяющегося сопла, проходящего ниже по потоку, от критического сечения сопла. Расширяющиеся заслонки являются регулируемыми, что обозначает, что пространство между расширяющимися заслонками по мере того, как они движутся от положения с меньшим радиусом к положению с большим радиусом, должно безусловно увеличиваться. Соответственно, уплотнения выхлопного сопла соответствующим образом расположены между смежными расширяющимися заслонками, чтобы ограничить выхлопной поток и предохранить от утечки выхлопного потока между расширяющимися заслонками. The axisymmetric guide exhaust nozzle, like conventional exhaust nozzles, includes primary and secondary exhaust flaps mounted to determine the variable area of the tapering / expanding exhaust nozzle. The exhaust nozzle is essentially axisymmetric or annular and the exhaust stream is limited by primary or tapering dampers up to the critical section of the nozzle and then by secondary or expanding dampers. The expanding flaps, for example, have a front end defining a critical section of the minimum flow area and a back end having a large outlet flow area to define an expanding nozzle extending downstream of the critical section of the nozzle. The expanding dampers are adjustable, which means that the space between the expanding dampers as they move from a position with a smaller radius to a position with a larger radius must certainly increase. Accordingly, the exhaust nozzle seals are appropriately positioned between adjacent expanding flaps to limit exhaust flow and prevent leakage of exhaust flow between the expanding flaps.
Направляющие сопла и, в частности, осесимметричные направляющие выхлопные сопла типа, раскрытого в патенте Hauer, предусматривают установленные в заданном положении расширяющиеся заслонки. Эти расширяющиеся заслонки установлены в заданном положении не только симметрично относительно продольной осевой линии выхлопного сопла, но могут также быть установлены в заданном положении асимметрично к этой линии для получения шага и угла рыскания управления. Осесимметричное управляющее выхлопное сопло, раскрытое в патенте США N 49994660 (Hauer), включает три направляющих исполнительных механизма для перемещения и поворота управляющего кольца, которое в свою очередь приводит расширяющиеся заслонки в заданные положения. Угол поворота направляющего кольца и направление поворота создают курсовой угол и курсовое направление сопла, соответственно. Осевое перемещение управляющего сопла создает площадь выхлопа (часто упоминаемую как A9) для данной площади критического сечения сопла (часто упоминаемого, как A8). Guide nozzles, and in particular axisymmetric guide exhaust nozzles of the type disclosed in the Hauer patent, include expandable flaps installed in a predetermined position. These expanding flaps are installed in a predetermined position not only symmetrically with respect to the longitudinal center line of the exhaust nozzle, but can also be installed in a predetermined position asymmetrically to this line to obtain a pitch and yaw angle of control. The axisymmetric control exhaust nozzle disclosed in US patent N 49994660 (Hauer), includes three guide actuators for moving and rotating the control ring, which in turn leads the expanding flaps to predetermined positions. The rotation angle of the guide ring and the direction of rotation create the heading angle and heading direction of the nozzle, respectively. The axial movement of the control nozzle creates an exhaust area (often referred to as A9) for a given critical section area of the nozzle (often referred to as A8).
Прикладные программы современных многоцелевых летательных средств используют двигатели, например, двигатель GE F 110, с сужающимися/расширяющимися соплами, чтобы соответствовать эксплуатационным требованиям. Сужающиеся/расширяющиеся сопла имеют, по ходу потока, сужающуюся секцию, критическое сечение сопла и расширяющуюся секцию. Характерно, эти сопла используют средства регулировки площади как критического сечения сопла, так и выхлопа сопла. Это включает средства для сохранения желаемого отношения площади выхлопа к площади критического сечения, которое, в свою очередь, обеспечивает эффективное управление работой сопла. Работа сопла рассчитана так, чтобы обеспечить график отношения площади соплового выхлопа к площади критического сечения сопла (A9/A8), который оптимизирован для расчетного цикла двигателя и идеально должен обеспечить эффективное управление как низкими дозвуковыми, так и высокими сверхзвуковыми условиями полетов. Такие типы сопел обычно используют пневматические и гидравлические исполнительные механизмы для обеспечения регулируемой работы. Обычно площади выхлопа и критического сечения сопла механически связаны попарно одна с другой таким образом, чтобы создать график отношения площадей (A9/A8), который является функцией площади критического сечения сопла (A8). Реактивные направляющие сопла обычно обеспечивают независимое управление площадью выхлопа сопла и площадью критического сечения сопла, что позволяет двигателю достигнуть высокого уровня функционирования в широких пределах эксплуатационных условий двигателя. Modern multipurpose aircraft applications use engines, such as the GE F 110 engine, with tapering / expanding nozzles to meet operational requirements. Tapering / expanding nozzles have, in the direction of flow, a tapering section, a critical section of the nozzle and an expanding section. Typically, these nozzles use means for adjusting the area of both the critical section of the nozzle and the nozzle exhaust. This includes means for maintaining the desired ratio of the exhaust area to the critical section area, which, in turn, provides effective control of the nozzle. The operation of the nozzle is designed to provide a graph of the ratio of the area of the nozzle exhaust to the critical section area of the nozzle (A9 / A8), which is optimized for the engine design cycle and ideally should provide effective control of both low subsonic and high supersonic flight conditions. These types of nozzles typically use pneumatic and hydraulic actuators to provide controlled operation. Typically, the exhaust areas and the critical section of the nozzle are mechanically connected in pairs with each other so as to create a graph of the area ratio (A9 / A8), which is a function of the area of the critical section of the nozzle (A8). Jet guide nozzles typically provide independent control of the nozzle exhaust area and the nozzle critical section area, which allows the engine to achieve a high level of performance over a wide range of engine operating conditions.
В процессе работы двигателя и летательного средства возможно для гидравлической приводной системы для сопла возникновение нарушения в каком-либо одном или более из нескольких режимов, обусловленные сбоем составной части или разрушением, например, во время сражения. Отказ может быть обусловлен сбоем механической или управляющей системы, который обычно обнаруживают посредством управляющего полетом компьютера и/или векторного электронного управления, используемого для реактивных направляющих сопел. Такая сопловая приводная система снабжена гидравлическим отказоустойчивым положением, использующим направляющие кольцевые исполнительные механизмы, чтобы полностью возвратить и в случае направляющего кольца установить сопло в фиксированном невекторном положении так, чтобы реактивная тяга двигателя была невекторной. Эти направляющие исполнительные механизмы используются, чтобы управлять A9. Тем не менее, результирующая сопловая геометрия имеет очень большое отношение площадей (A9/A8), которое препятствует внутреннему габариту A8 и, следовательно, расширительному режиму и является аэродинамически неоптимальным. Такая отказоустойчивая система непригодна в сражении. Большое отношение площадей также может вызвать поточное разделение факела выхлопных газов внутри расширяющейся секции сопла. Прерывистое разделение и восстановление сплошности потока, в частности, в асимметричном режиме относительно осевой линии двигателя, могут привести к непредвиденной векторной силе. Полностью раскрытая расширяющаяся часть сопла приводит к различным сопловым кинематикам и раскрытие критического сечения сопла при таком высоком отношении площадей может сильно повредить сопло. Неспособность раскрыть критическое сечение сопла препятствует номинальной работе двигателя в режиме холостого хода на земле и в режиме форсажа, что может привести к отклонению от нормы в работе летательного аппарата. During the operation of the engine and the aircraft, it is possible for the hydraulic drive system for the nozzle to cause a violation in any one or more of several modes, due to malfunction of the component or destruction, for example, during a battle. The failure may be due to a failure of the mechanical or control system, which is usually detected by the flight control computer and / or electronic vector control used for jet guide nozzles. Such a nozzle drive system is provided with a hydraulic failsafe position using guide ring actuators to fully return and, in the case of a guide ring, set the nozzle in a fixed non-vectorial position so that the engine thrust is non-vectorial. These guide actuators are used to control the A9. Nevertheless, the resulting nozzle geometry has a very large area ratio (A9 / A8), which prevents the internal dimension of the A8 and, therefore, the expansion mode and is aerodynamically non-optimal. Such a fail-safe system is unsuitable in battle. A large area ratio can also cause in-line separation of the exhaust plume inside the expanding section of the nozzle. Intermittent separation and restoration of flow continuity, in particular in asymmetric mode with respect to the center line of the engine, can lead to an unexpected vector force. The fully opened expanding part of the nozzle leads to various nozzle kinematics and the opening of the critical section of the nozzle at such a high ratio of areas can severely damage the nozzle. Failure to reveal the critical section of the nozzle prevents the engine from operating at idle on the ground and afterburning, which can lead to a deviation from the norm in the operation of the aircraft.
К этим недостаткам обращена заявка США номер 08/314124, поданная 29 сентября 1994, которая раскрывает отказоустойчивый механизм, который может быстро задать расположение сопла в безопасном режиме работы в случае определенных типов повреждения гидравлической системы так, что отказоустойчивая система может работать с минимальным отрицательным эффектом при полной работоспособности летательного средства и его двигателя, в частности, во время сражения. Однако сопло не может длительно направлять реактивную тягу, что является существенным недостатком во время военных сражений. These shortcomings are addressed by US application number 08/314124, filed September 29, 1994, which discloses a fail-safe mechanism that can quickly determine the nozzle location in a safe mode of operation in the case of certain types of damage to the hydraulic system so that the fail-safe system can work with minimal negative effect full performance of the aircraft and its engine, in particular, during the battle. However, the nozzle cannot direct jet thrust for a long time, which is a significant drawback during military battles.
Присущим и существенным недостатком конструкции с тремя исполнительными механизмами является наличие большого промежутка между какими-нибудь двумя исполнительными механизмами для данного вторичного кольцевого размера. Теория проектирования балок говорит о том, что прогиб просто нагруженной балки пропорционален нагрузке, возведенной в первую степень, и промежутку между опорами, возведенному в третью степень, и обратно пропорционален жесткости. Другими словами, для данной нагрузки и жесткости прогиб будет увеличиваться с коэффициентом восемь (двойка, возведенная в третью степень), если промежуток между опорами является удвоенным. Конструкция с тремя исполнительными механизмами для направляющего сопла приводит к самому длинному возможному промежутку между двумя исполнительными механизмами и, следовательно, требует самой высокой возможной жесткости и получающегося в результате тяжелого вторичного приводного кольца, для того чтобы обеспечить данную минимальную приемлемую величину прогиба во время режима наведения. An inherent and significant drawback of the design with three actuators is the presence of a large gap between any two actuators for a given secondary ring size. The design theory of beams suggests that the deflection of a simply loaded beam is proportional to the load raised to the first degree, and the gap between the supports raised to the third degree, and inversely proportional to the stiffness. In other words, for a given load and stiffness, the deflection will increase by a factor of eight (two raised to the third degree) if the gap between the supports is doubled. A design with three actuators for the guide nozzle results in the longest possible gap between the two actuators and, therefore, requires the highest possible stiffness and the resulting heavy secondary drive ring in order to provide this minimum acceptable amount of deflection during the guidance mode.
Прогиб приводного кольца нежелателен, потому что он дает возможность расширяющейся системе направляющего сопла разгружаться относительно невекторного состояния и, следовательно, уменьшает эффективность управления. Прогиб может быть уменьшен увеличением поперечного сечения и управлением расходящимся нагрузочным путем с внутренними ребрами, как описано в PCT WO 98/20245, опубликованной 14 мая 1998. Другим присущим конструкции с тремя исполнительными механизмами для управляющей сопловой системы недостатком является негативный эффект, при котором может иметь место сбой приводной системы при работе летательного аппарата. Три исполнительных механизма это минимум, необходимый, чтобы поддержать вторичное кольцо в фиксированном положении и повернутым на угол. Если один исполнительный механизм дает сбой (например, из-за отказа гидравлики), тогда поворот кольца не может дольше удерживаться и возникает бескомандное направление выхлопных газов. Такое явление крайне нежелательно. Deflection of the drive ring is undesirable because it allows the expanding system of the guide nozzle to unload relative to the non-vectorial state and, therefore, reduces the control efficiency. Deflection can be reduced by increasing the cross section and controlling the diverging load path with internal ribs, as described in PCT WO 98/20245, published May 14, 1998. Another inherent design with three actuators for the nozzle control system is a negative effect, which can have place a failure of the drive system during the operation of the aircraft. Three actuators are the minimum necessary to maintain the secondary ring in a fixed position and angled. If one actuator fails (for example, due to hydraulic failure), then the rotation of the ring cannot be held longer and there is a command-free direction of the exhaust gases. This phenomenon is extremely undesirable.
Случаи сбоев направляющей кольцевой приводной системы могут быть уменьшены до уровня, применяемого на практике посредством добавления предохранительных средств, которые включают дублирующие составные части, установленные по такой схеме расположения, что повреждение какой-либо одной составной части не приведет к повреждению всей приводной системы. Эти предохранительные средства увеличивают стоимость, сложность и вес системы. Альтернативным подходом к сбою направляющей кольцевой приводной системы является управление эффектом сбоя посредством реактивных средств, которые могут включать дополнительные элементы для обнаружения сбоя и последующего размещения кольца в отказоустойчивое положение. Все эти схемы увеличивают цену, сложность и вес системы и, что очень важно, все они центрируют поворот вторичного кольца в нейтральное положение, таким образом, исключив все возможности наведения направляющей выхлопной сопловой системы. Исключение возможности способности наведения является, в частности, большим ущербом, если система летательного аппарата будет использовать управление реактивной тягой для коротких взлетов или посадок, как может требоваться для поврежденных в битвах взлетных полос или шасси летных средств в работе или в условиях сражений. Поэтому, весьма желательно иметь осесимметричное направляющее выхлопное сопло, которое имеет гидравлическую отказоустойчивую систему, минимизирует нагрузки на направляющем кольце, обеспечивает управление отношением площадей соплового выхлопа и критического сечения сопла (A9/A8) в отказоустойчивом режиме, и в одном варианте обеспечивается возможность для сопла придавать направление реактивной тяге, когда имеет место повреждение в составной части приводной системы и не заканчивается повреждением всей приводной системы. Failures of the guide ring drive system can be reduced to the level practiced by adding safety devices that include duplicate components installed in such a way that damage to any one component does not damage the entire drive system. These safety features increase the cost, complexity and weight of the system. An alternative approach to the failure of the guide ring drive system is to control the effect of the failure by reactive means, which may include additional elements for detecting the failure and then placing the ring in a fail-safe position. All these schemes increase the price, complexity and weight of the system and, very importantly, they all center the rotation of the secondary ring to a neutral position, thus eliminating all the possibilities of guiding the exhaust nozzle system. The exclusion of the possibility of guidance is, in particular, a great damage if the aircraft system will use jet thrust control for short take-offs or landings, as may be required for damaged runways or undercarriage chassis during operations or in battle conditions. Therefore, it is highly desirable to have an axisymmetric guide exhaust nozzle, which has a hydraulic fail-safe system, minimizes loads on the guide ring, provides control of the ratio of the nozzle exhaust areas and the critical section of the nozzle (A9 / A8) in fail-safe mode, and in one embodiment, it is possible for the nozzle to inject direction of jet thrust when damage occurs in an integral part of the drive system and does not end in damage to the entire drive system.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение касается отказоустойчивой сопловой приводной системы для осесимметричного направляющего выхлопного сопла газотурбинного двигателя летательного аппарата, имеющей направляющее кольцо, связанное с множеством поворотных заслонок, которые расположены по окружности вокруг осевой линии сопла и ограничивают путь выхлопного газового потока. Отказоустойчивая сопловая приводная система имеет первую направляющую приводную систему, имеющую первую группу исполнительных механизмов, связанных с направляющим кольцом и первые отказоустойчивые управляющие средства для управления источником энергии к первой группе исполнительных механизмов. Вторая направляющая приводная система, имеющая вторую группу исполнительных механизмов, кинематически связанных с направляющим кольцом, и вторые отказоустойчивые управляющие средства, предусмотрена для управления источником энергии к второй группе исполнительных механизмов. Исполнительные механизмы первой группы взаимно сблокированы подобно переплетенным пальцам с исполнительными механизмами второй группы вокруг сопла.SUMMARY OF THE INVENTION
The present invention relates to a fail-safe nozzle drive system for an axisymmetric guide exhaust nozzle of an aircraft gas turbine engine having a guide ring associated with a plurality of butterfly valves that are arranged in a circle around the center line of the nozzle and limit the path of the exhaust gas stream. The fault-tolerant nozzle drive system has a first guide drive system having a first group of actuators associated with the guide ring and first fault-tolerant control means for controlling the energy source to the first group of actuators. A second guide drive system having a second group of actuators kinematically connected to the guide ring and second fault-tolerant control means is provided for controlling the energy source to the second group of actuators. The actuators of the first group are mutually interlocked like twisted fingers with actuators of the second group around the nozzle.
Предпочтительный вариант предусматривает две группы исполнительных механизмов и две соответствующих направляющих приводных системы, каждая из которых имеет группу из трех отказоустойчивых исполнительных механизмов. Однако изобретение включает использование двух или более исполнительных механизмов и наличие двух или более соответствующих направляющих приводных систем. Предпочтительным вариантом отказоустойчивой сопловой приводной системы является система с гидравлическим приводом. The preferred option provides for two groups of actuators and two corresponding guide drive systems, each of which has a group of three fail-safe actuators. However, the invention includes the use of two or more actuators and the presence of two or more respective guiding drive systems. A preferred option for a fail-safe nozzle drive system is a hydraulic drive system.
Более подробно, вариант предусматривает единственный источник гидравлической энергии в виде двигателя, смонтированного и приводимого в действие гидравлическим насосом, действующим в рабочем состоянии через коммуникацию источника гидравлической энергии с каждой из первой и второй групп исполнительных механизмов и соответствующими отказоустойчивыми управляющими средствами. Альтернативно, два двигателя, смонтированные и приводимые в действие гидравлическими насосами, используются как первый и второй источники гидравлической энергии, каждый из которых находится в соответствующей коммуникации источника гидравлической энергии только с одной из первой и второй групп исполнительных механизмов и соответствующими отказоустойчивыми управляющими средствами, соответственно. Один из двух насосов может также быть гидравлическим насосом летательного аппарата, который также используется для того, чтобы питать энергией гидравлические системы летательного аппарата. Альтернативно, два гидравлических насоса летательного аппарата могут быть использованы как первый и второй источники гидравлической энергии, каждый из которых находится в соответствующей коммуникации источника гидравлической энергии только с одной из первой и второй групп исполнительных механизмов и с соответствующими отказоустойчивыми управляющими средствами, соответственно. In more detail, the option provides a single source of hydraulic energy in the form of an engine mounted and driven by a hydraulic pump operating in working condition through the communication of a hydraulic energy source with each of the first and second groups of actuators and corresponding fault-tolerant control means. Alternatively, two motors mounted and driven by hydraulic pumps are used as the first and second hydraulic energy sources, each of which is in the corresponding communication of the hydraulic energy source with only one of the first and second groups of actuators and the corresponding fail-safe control means, respectively. One of the two pumps may also be an aircraft hydraulic pump, which is also used to power the aircraft hydraulic systems. Alternatively, two hydraulic pumps of the aircraft can be used as the first and second sources of hydraulic energy, each of which is in the corresponding communication of the source of hydraulic energy with only one of the first and second groups of actuators and with the corresponding fail-safe control means, respectively.
Альтернативный вариант настоящего изобретения предусматривает две группы исполнительных механизмов и две соответствующих направляющих приводных системы, каждая из которых имеет группу из двух отказоустойчивых исполнительных механизмов. Однако этот вариант не предусматривает управление реактивной тягой сопла в отказоустойчивом режиме, но предусматривает управление отношением площадей выхлопа/критического сечения сопла (A9/A8) в отказоустойчивом режиме. An alternative embodiment of the present invention provides two groups of actuators and two corresponding guide drive systems, each of which has a group of two fault-tolerant actuators. However, this option does not provide for control of the jet thrust of the nozzle in a fail-safe mode, but provides for the control of the ratio of exhaust areas / critical section of the nozzle (A9 / A8) in a fail-safe mode.
Более подробно, вариант предусматривает управляющую систему, которая контролирует сигналы гидравлического давления различных элементов в приводной системе, включающей управляющую систему, и содержит приводные средства с отказоустойчивым режимом, чтобы инициировать отказоустойчивый режим, когда управляющая система обнаруживает потерю сигнала (существенное заданное падение гидравлического давления) от этих элементов. Генерирующее сигнал средство может быть одним или более или следующими: бортовой управляющий компьютер, векторное электронное управление и приводимый в действие пилотом выключатель. In more detail, the embodiment provides a control system that monitors the hydraulic pressure signals of various elements in the drive system including the control system, and contains drive means with a fail-safe mode to initiate a fail-safe mode when the control system detects a signal loss (significant predetermined drop in hydraulic pressure) from of these elements. The signal generating means may be one or more or the following: an on-board control computer, vector electronic control, and a pilot-operated switch.
Преимущества настоящего изобретения. The advantages of the present invention.
Настоящее изобретение имеет преимущества по сравнению с предшествующими сопловыми конструкциями, заключающиеся в обеспечении способности приведения направляющего сопла с реактивной тягой к отказоустойчивому режиму в ответ на повреждение или сбой сигнала в гидравлической приводной системе сопла без полной потери направляющей способности реактивной тягой, что особенно важно, в частности, в военных условиях, и также минимизирует нагрузку на направляющее кольцо. Настоящее изобретение также обеспечивает управление отношением площадей выхлопа/критического сечения сопла (A9/A8), когда направляющее сопло с реактивной тягой установлено в отказоустойчивом режиме. The present invention has advantages over previous nozzle designs in that it provides the ability to bring the jet thrust guide nozzle to a fail-safe mode in response to damage or signal failure in the nozzle hydraulic drive system without completely losing the thrust guiding ability, which is especially important, in particular , in military conditions, and also minimizes the load on the guide ring. The present invention also provides control of the ratio of exhaust area / critical section of the nozzle (A9 / A8) when the jet thrust guide nozzle is installed in a fail-safe mode.
Краткое описание чертежей. A brief description of the drawings.
Новые признаки, которыми характеризуется настоящее изобретение изложены и дифференцированы в формуле изобретения. Изобретение вместе с дополнительными задачами и преимуществами более подробно описано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
На фиг. 1 изображен перспективный вид осесимметричного направляющего выхлопного сопла, имеющего отказоустойчивую сопловую приводную систему в соответствии с одним вариантом настоящего изобретения.New features that characterize the present invention are set forth and differentiated in the claims. The invention, together with additional tasks and advantages, is described in more detail with reference to the accompanying drawings, in which:
In FIG. 1 is a perspective view of an axisymmetric guide exhaust nozzle having a fail-safe nozzle drive system in accordance with one embodiment of the present invention.
На фиг. 2 изображен перспективный схематический вид, показывающий положения исполнительных механизмов и направляющего кольца отказоустойчивой сопловой приводной системы на фиг. 1. In FIG. 2 is a perspective schematic view showing the positions of the actuators and the guide ring of the fail-safe nozzle drive system of FIG. 1.
На фиг. 3 изображен схематический вид приводной системы в соответствии с одним вариантом настоящего изобретения. In FIG. 3 is a schematic view of a drive system in accordance with one embodiment of the present invention.
На фиг. 4 изображен схематический вид приводной системы в соответствии с альтернативным вариантом настоящего изобретения. In FIG. 4 is a schematic view of a drive system in accordance with an alternative embodiment of the present invention.
На фиг. 5 изображен вид поперечного сечения летательного аппарата, имеющего двигатель и направляющее сопло с отказоустойчивой приводной системой в соответствии с одним вариантом настоящего изобретения. In FIG. 5 is a cross-sectional view of an aircraft having an engine and a guide nozzle with a fail-safe drive system in accordance with one embodiment of the present invention.
Подробное описание
Вариант настоящего изобретения показан на фиг. 1, на которой отказоустойчивая сопловая приводная система указана ссылочной позицией 2 для осесимметричного направляющего сопла 14 с реактивной тягой в выхлопной секции 10 газотурбинного двигателя летательного аппарата (не показан в его полном виде). Выхлопная секция 10, содержащая горячий выхлопной поток 4 на выхлопном поточном пути, расположена в основном по окружности вокруг осевой линии 8 двигателя и включает по ходу потока канал с постоянной площадью или корпус 11 двигателя, включающий облицовку 12 форсажной камеры и расположенную по потоку секцию 13 с изменяемой площадью осесимметричного направляющего сопла 14 с реактивной тягой сужающегося/расширяющегося типа, аналогично одному из указанных ранее в патенте Hauer. Со ссылкой на фиг. 1, сопло 14 содержит по ходу потока сужающуюся секцию 34, критическое сечение 40 и расширяющуюся секцию 48. Сужающаяся секция 34 включает множество сужающихся или первичных заслонок 50, расположенных по окружности вокруг осевой линии 8 двигателя, с соединенными внахлестку первичными уплотнениями 51, расположенными между и в уплотненном соединении с радиально внутренней лицевой поверхностью смежных по окружности первичных заслонок 50. Каждая первичная заслонка 50 шарнирно прикреплена на ее переднем конце к корпусу 11 посредством первого поворотного или в виде серьги шарнира 52. Каждая расширяющаяся заслонка 54 шарнирно прикреплена на ее переднем конце 53 к заднему концу первичной заслонки 50, примыкающей к ней ниже по потоку, посредством универсальных с двумя степенями свободы (2 CC) соединительных средств 56, по существу в осевом положении в сопле 14, которое совпадает с критическим сечением 40.Detailed description
An embodiment of the present invention is shown in FIG. 1, in which a fail-safe nozzle drive system is indicated by a
Расширяющиеся заслонки 54, по существу, расположены по окружности вокруг осевой линии 8 двигателя с соединенными внахлестку вторичными или расширяющимися уплотнениями 55, расположенными между и в уплотненном соединении с радиально внутренней лицевой поверхностью смежных по окружности расширяющихся заслонок 54. Расширяющиеся уплотнения 55 выполнены для обеспечения уплотнения относительно расширяющихся заслонок 54 в процессе работы сопла, когда давление сопла, давление, направленное радиально внутрь заслонок и уплотнений, обычно больше, чем давление снаружи сопла, обычное давление атмосферного воздуха или сопловое секционное давление. Критическое сечение 40 имеет ассоциированную с ним площадь критического сечения, обычно обозначенную как A8, а выхлоп сопла 44 по существу находится на конце расширяющихся заслонок 54 и имеет ассоциированную с ним площадь выхлопа, обычно обозначенную как A9. The expandable flaps 54 are substantially circumferentially arranged around an engine axial line 8 with overlapping secondary or expandable seals 55 located between and in a sealed connection to the radially inner face of adjacent circumferentially expanding flaps 54. The expandable seals 55 are configured to provide a seal with respect to expanding shutters 54 during operation of the nozzle, when the nozzle pressure, the pressure directed radially into the shutters and seals, is usually greater than m pressure outside the nozzle, normal ambient air pressure, or pressure nozzle fold. Critical section 40 has an associated critical section area, usually designated A8, and the exhaust nozzle 44 is substantially located at the end of the expanding flaps 54 and has an associated exhaust area, usually designated A9.
Множество кулачковых роликов 62 расположено в первичном кольце 66, которое в свою очередь перемещается вперед и назад множеством первых сопловых исполнительных механизмов 70, из которых число четыре является предпочтительным вариантом. Изменяемое критическое сечение A8 управляется действием кулачкового ролика 62 на кулачковую поверхность 60, которая выполнена на задней поверхности первичной заслонки 50. В процессе работы высокое давление выхлопных газов внутри сопла воздействует на первичные заслонки 50 и расширяющиеся заслонки 54 радиально наружу, таким образом удерживая кулачковую поверхность 60 в контакте с одним из кулачковых роликов 62. Коническая кольцевая опора 76 исполнительных механизмов прикреплена на ее узком переднем конце к корпусу 11 двигателя и первый сопловый исполнительный механизм 70 шарнирно присоединен к широкому заднему концу опоры 76 исполнительных механизмов сферическим шарниром 74. Первый сопловый исполнительный механизм 70 имеет приводной рычаг 73, который в свою очередь присоединен к первому кольцу 66 сферическим шарниром 68. A plurality of cam rollers 62 are located in the primary ring 66, which in turn moves back and forth by the plurality of first nozzle actuators 70, of which the number four is the preferred embodiment. The variable critical section A8 is controlled by the action of the cam roller 62 on the cam surface 60, which is formed on the rear surface of the primary shutter 50. During operation, high exhaust pressure inside the nozzle acts on the primary shutters 50 and the expanding shutters 54 radially outward, thereby holding the cam surface 60 in contact with one of the cam rollers 62. A conical ring support 76 of the actuators is attached at its narrow front end to the engine housing 11 and the first nozzle actuator 70 is pivotally attached to the wide rear end 76 of support actuators spherical joint 74. First nozzle actuator 70 has an actuating arm 73 which in turn is connected to the first ring 66 spherical joint 68.
Первая группа первых направляющих исполнительных механизмов 90A, из которых число три является предпочтительным вариантом, равноугольно расположена по окружности вокруг корпуса 11 и присоединена к опоре исполнительных механизмов 76 сферическими шарнирами 94 аналогичным образом, как первые сопловые исполнительные механизмы 70. Вторая группа вторых направляющих исполнительных механизмов 90B, из которых число три является предпочтительным вариантом, равноугольно расположены по окружности вокруг корпуса 11, взаимно сблокированы (подобно переплетенным пальцам с первой группой первых направляющих исполнительных механизмов 90A и присоединены к опоре исполнительных механизмов сферическими шарнирами 94 аналогичным образом, как первые сопловые исполнительные механизмы 70. Первая и вторая группы управляющих исполнительных механизмов 90A и 90B взаимно сблокированы подобно переплетенным пальцам друг с другом так, что они разделяются углом А между всеми смежными первыми и вторыми направляющими исполнительными механизмами 90A и 90B, соответственно. В иллюстративном варианте настоящего изобретения, показанном на фигурах, имеются три первых направляющих исполнительных механизма 90A и три вторых направляющих исполнительных механизма 90B, а угол А равен 60 градусам. Направляющее кольцо 86 присоединено к первым и вторым направляющим исполнительным механизмам 90A и 90B, соответственно, на заднем конце направляющих приводных рычагов 93 каждого из направляющих исполнительных механизмов сферическим шарниром 96. Это обеспечивает для направляющего кольца 86 осевое перемещение и поворот вокруг осевой линии 8, чтобы управлять его положением так же, как и осевым смещением вдоль осевой линии 8 двигателя. Направляющее кольцо 86 управляет позиционированием или поворотом расширяющихся заслонок 54. Расширяющаяся заслонка 54 шарнирно присоединена к первой заслонке 50 посредством 2 CC универсальных шарнирных средств 56 и шарнирно управляется в режиме многих степеней свободы посредством множества соответствующих Y-образных шпангоутов 59, имеющих управляющие консоли 58a и 58b, которые кинематически присоединяют направляющее кольцо 86 к расширяющейся заслонке 54. Наружные заслонки 64, по меньшей мере, частично поддерживаются Y-образными шпангоутами 59 и обеспечивают обтекаемую и гладкую аэродинамическую форму вдоль внешней стороны сопла. The first group of the
Управляющие консоли 58a и 58b присоединены к направляющему кольцу 86 посредством 3 CC сферических шарниров 82 и к заднему концу расширяющейся заслонки 54 посредством сферического шарнира 84. Этот рычажный механизм необходим, чтобы преобразовывать изменение пространственного положения направляющего кольца 86 в изменение поворота со многими степенями свободы или орбитальное движение расширяющейся заслонки 54, благодаря чему каждая расширяющаяся заслонка может быть повернута на различный угол. Использование сферических шарниров 82 для закрепления управляющих консолей 58a и 58b обеспечивает поворот типа серьги Y-образного шпангоута 59, наряду с тем, чтобы предотвратить любые изгибающие нагрузки, которые могут быть переданы либо к управляющей консоли 58a, либо к 58b от перемещенного назад направляющего кольца 86. Опора 92 обеспечивает крепление для расширяющейся заслонки 54 и опору для шарниров 84 и 56 на ее обоих концах. The control consoles 58a and 58b are connected to the
Управляющие сопла с реактивной тягой направляют тягу посредством позиционирования расширяющихся заслонок 54 и уплотнений 55 осесимметрично относительно осевой линии 8, т.е. посредством радиальных и круговых положений и пространственного положения расширяющихся заслонок и уплотнений. Управляющее кольцо 86 смещается и шарнирно поворачивается вокруг осевой линии 8 сопла посредством трех первых направляющих исполнительных механизмов 90A и трех вторых направляющих исполнительных механизмов 90B, действующих согласованно, чтобы направлять реактивную тягу и перемещать направляющее кольцо, чтобы привести в соответствие и/или регулировать изменяемую площадь выхлопа A9 и устанавливать отношение площади выхлопа к площади критического сечения A9/AA8. Изменяемая площадь критического сечения A8 может быть независимо установлена перемещением первичного кольца 66 первыми исполнительными механизмами 70, чтобы установить отношение площади выхлопа к площади критического сечения A9/A8. Jet thrust control nozzles direct the thrust by positioning the expanding flaps 54 and seals 55 axisymmetrically with respect to the center line 8, i.e. by means of radial and circular positions and the spatial position of the expanding dampers and seals. The
Альтернативно, оба комплекта исполнительных механизмов и колец могут быть использованы в комбинации, чтобы регулировать отношение площади выхлопа к площади критического сечения сопла A9/A8. При аварии, когда приводная система 2 выведена на отказоустойчивый режим, только первая группа первых направляющих исполнительных механизмов 90A или вторая группа вторых направляющих исполнительных механизмов 90B могут быть приведены в действие, а остальные будут отказоустойчивы, один из двух комплектов может быть использован, чтобы привести в движение кольцо 86 перемещением и поворотом его вокруг осевой линии 8. Приводная система 2 включает электронный управляющий компьютер, который может быть отдельным узлом или частью векторного электронного управления VEC. Настоящее изобретение предусматривает отказоустойчивую сопловую приводную систему 2 с двумя отдельно управляемыми первой и второй направляющими приводными системами 2A и 2B, соответственно. Первая направляющая приводная система 2A управляет только первой группой первых направляющих исполнительных механизмов 90A и вторая направляющая приводная система 2B управляет только второй группой вторых направляющих исполнительных механизмов 90B. Alternatively, both sets of actuators and rings can be used in combination to adjust the ratio of the exhaust area to the critical section area of the nozzle A9 / A8. In an accident, when the
На фиг. 2 показана компоновка первых направляющих исполнительных механизмов 90A, взаимно сблокированных подобно переплетенным пальцам со второй группой вторых направляющих исполнительных механизмов 90B вокруг сопла, показывающая, что любая группа может быть приведена в действие, в то время как другая группа является отказоустойчивой, чтобы приводить в движение кольцо 86 перемещением его вдоль и шарнирным поворотом его вокруг осевой линии 8. Также показано преимущество обеспечения короткого кольцевого промежутка S вдоль кольца 86 между точками крепления P первых направляющих исполнительных механизмов 90A и второй группы вторых направляющих исполнительных механизмов 90B к направляющему кольцу. Это дает возможность иметь менее мощное кольцо 86 и меньший вес направляющего кольца. Шесть исполнительных механизмов имеют меньшие размеры, чем требовалось бы, если были бы использованы только три, так что вес в целом направляющей сопловой системы удерживается на минимуме. Вес в целом для системы с шестью исполнительными механизмами может даже быть ниже, чем вес системы с тремя исполнительными механизмами так же, как и часть отказоустойчивой системы, которая обеспечивает, по меньшей мере, частичную реактивную тягу, если одна группа из трех исполнительных механизмов повреждается во время сражения. In FIG. 2 shows the arrangement of the
Настоящее изобретение предусматривает отказоустойчивую сопловую приводную систему 2, имеющую две раздельно управляемых первую и вторую направляющие приводные системы 2A и 2B, соответственно, которые показаны в основных деталях на фиг. 3. Первая направляющая приводная система 2A управляет действием первого направляющего исполнительного механизма 90A1, второго направляющего исполнительного механизма 90A2 и третьего направляющего исполнительного механизма 90A3, используя первый сервоклапанный комплект исполнительного механизма, содержащий сервоклапан 16A1 первого исполнительного механизма, сервоклапан 16A2 второго исполнительного механизма и сервоклапан 16A3 третьего исполнительного механизма, каждый из которых управляет только соответствующим одним из направляющих исполнительных механизмов 90A1-90A3. Аналогично, вторая направляющая приводная система 2B управляет действием второго комплекта четвертого, пятого и шестого направляющих исполнительных механизмов 90B1-90B3, соответственно, используя второй сервоклапанный комплект исполнительного механизма, содержащий сервоклапан 16B1 четвертого исполнительного механизма, сервоклапан 16B2 пятого исполнительного механизма и сервоклапан 16B3 шестого исполнительного механизма, каждый из которых управляет только соответствующим одним из четвертого, пятого и шестого направляющих исполнительных механизмов 90B1-90B3. Каждый комплект и каждый из трех сервоклапанов в каждом комплекте могут независимо управляться. Предпочтительно, чтобы сервоклапаны в обоих системах были сгруппированы в один управляющий клапан 3, чтобы минимизировать количество дополнительных элементов. Альтернативно каждый комплект из трех сервоклапанов может быть объединен в отдельные управляющие клапаны или включен в соответствующие исполнительные механизмы. The present invention provides a fail-safe
Первая и вторая направляющие приводные системы 2A и 2B имеют первый и второй отключающие источник питания клапаны 18A и 18B, расположенные во включенном состоянии в первом и втором подающих трубопроводах 19A и 19B, соответственно, которые ведут к первой и второй передним частям 20A и 20B подающих трубопроводов, соответственно, от источника гидравлической энергии Н. Первая и вторая направляющие приводные системы 2A и 2B имеют первый и второй возвратные отключающие клапаны 22A и 22B, расположенные во включенном состоянии в первом и втором возвратных трубопроводах 23A и 23B, соответственно, которые отходят от первой и второй передних частей возвратных трубопроводов 24A и 24B, соответственно, к источнику гидравлической энергии Н. Это позволяет отказоустойчивой сопловой приводной системе 2 отключать включенную в рабочее состояние направляющую приводную систему 2A или 2B от другой системы, если в отказоустойчивой системе были обнаружены утечка или повреждение. Первый рециркуляционный клапан 26A расположен во включенном состоянии между первой передней частью 20A подающего трубопровода и первой передней частью 24A возвратного трубопровода и предусматривает средства, обеспечивающие прохождение гидравлического жидкостного потока непосредственно между передней 28 и штоковой 30 камерами отказоустойчивой группы исполнительных механизмов. The first and second
Отказоустойчивость первой управляющей приводной системы 2A выполняется посредством отказоустойчивой сопловой приводной системы 2, закрывающей первый отключающий клапан 18A первого источника питания и первый возвратный отключающий клапан 22A. Первая направляющая приводная система 2A устанавливает первый комплект из трех сервоклапанов 16A1-16A3 в положения, которые обеспечивают прохождение гидравлической жидкости от передних частей 20A первых подающих трубопроводов через первую группу передних частей трубопроводов 102H к передним камерам 28 и между передней частью 24A первого возвратного трубопровода через штоковые трубопроводы 102R к штоковым камерам 30 первых трех направляющих исполнительных механизмов 90A1-90A3, соответственно, и предусматривает средства для обеспечения возможности прохождения гидравлического жидкостного потока непосредственно между передними камерами 28 и штоковыми камерами 30 отказоустойчивой группы исполнительных механизмов. Первая направляющая приводная система 2A также открывает первый рециркуляционный клапан 26A, чтобы обеспечить прохождение гидравлической жидкости между передней частью 20A первого подающего трубопровода и передней частью 24A первого возвратного трубопровода. The fault tolerance of the first
Аналогично, если имеются вторые три управляющих исполнительных механизма 90B1-90B3, чтобы быть отказоустойчивыми вместо первых, отказоустойчивая сопловая приводная система 2 закрывает второй отключающий клапан 18B источника питания и второй возвратный отключающий клапан 22B. Вторая направляющая приводная система 2B устанавливает второй комплект из трех сервоклапанов 16B1-16B3 в положения, которые обеспечивают прохождение гидравлической жидкости между передними частями 20B вторых подающих трубопроводов и передними камерами 28 и между передней частью 24B второго возвратного трубопровода и штоковыми камерами 30 вторых трех направляющих исполнительных механизмов 90B1-90B3, соответственно. Вторая направляющая приводная система 2B также открывает второй рециркуляционный клапан 26B, чтобы обеспечить прохождение гидравлической жидкости между передней частью 20B второго подающего трубопровода и передней частью 24B второго возвратного трубопровода. Similarly, if there are second three control actuators 90B1-90B3 to be fault-tolerant instead of the first, the fail-safe
Альтернативный вариант настоящего изобретения с четырьмя исполнительными механизмами показан на фиг. 4 и предусматривает отказоустойчивую сопловую приводную систему 2, имеющую только две отдельно управляемые первую и вторую направляющие приводные системы 2A и 2B, соответственно, каждая только с двумя направляющими исполнительными механизмами. Первая направляющая приводная система 2A управляет действием первого направляющего исполнительного механизма 90A1 и второго направляющего исполнительного механизма 90A2, используя первый комплект сервоклапанов исполнительного механизма, содержащий сервоклапан 16A1 первого исполнительного механизма и сервоклапан 16A2 второго исполнительного механизма, каждый из которых управляет только соответствующим одним из управляющих исполнительных механизмов 90A1 и 90A2. Аналогично, вторая направляющая приводная система 2B управляет действием третьего и четвертого направляющих исполнительных механизмов 90B1 и 90B2, соответственно, используя второй комплект сервоклапанов исполнительных механизмов, содержащий сервоклапан 16B1 третьего исполнительного механизма и сервоклапан 16B2 четвертого исполнительного механизма, каждый из которых управляет только соответствующим одним третьим и четвертым направляющими исполнительными механизмами 90B1 и 90B2. Каждый комплект и каждый из двух сервоклапанов в каждом комплекте являются независимо управляемыми. Предпочтительно, чтобы сервоклапаны в обеих системах были собраны в один управляющий клапан 3, чтобы минимизировать количество дополнительных элементов. Альтернативно каждый комплект из двух сервоклапанов может быть собран в отдельные управляющие клапаны или включен в состав их соответствующих исполнительных механизмов. Хотя этот вариант не обеспечивает управление реактивной тягой сопла в отказоустойчивом режиме, он обеспечивает управление отношением площадей выхлопа/критического сечения сопла (A9/A8) в отказоустойчивом режиме и для конфигурации и конструкции легкой по весу отказоустойчивой сопловой приводной системы для осесимметричного направляющего сопла 14 с реактивной тягой. An alternative embodiment of the present invention with four actuators is shown in FIG. 4 and provides a fail-safe
На фиг. 5 изображены различные компоновки и размещения гидравлических насосов, которые могут быть использованы, чтобы подавать гидравлическую энергию к первой и второй направляющим приводным системам 2A и 2B, через передние части 20A и 20B первого и второго подающих трубопроводов и к передним частям 24A и 24B первого и второго возвратных трубопроводов, соответственно. Двигатель 130 имеет выхлопную секцию 10 и направляющее сопло 14, установленное на летательном аппарате 132 военного типа. Первый и второй исполнительные механизмы 90A и 90B также показаны на чертежах, чтобы пояснить выхлопную секцию 10 и направляющее сопло 14. Приводной вал 134, ведомый ротором 138 двигателя, проходит вниз от ротора к коробке передач 140 двигателя, которая имеет прямоугольную передачу для приведения в движение вала отбора мощности 142 (ВОМ), проходящего вперед к передней части двигателя 130. Имеются прикрепленные к и ниже двигателя 130 первый и второй собранные с двигателем гидравлические насосы 146 и 148, соответственно, которые размещены сзади от и приводятся коробкой передач 140 двигателя. Двигатель, собранный с первым и вторым гидравлическими насосами 146 и 148, используется для подачи гидравлической энергии для двигателя и вспомогательного оборудования двигателя. Вал 134 проходит вперед, чтобы приводить в движение вспомогательную приводную коробку передач 150, которая в свою очередь имеет соответствующий привод, чтобы приводить в движение различное вспомогательное оборудование для летательного аппарата 132. Вспомогательная приводная коробка передач 150 прикреплена к летательному аппарату 132 посредством соответствующих несущих опор 152 и присоединена к валу отбора мощности посредством муфты скольжения 154. In FIG. 5 illustrates various arrangements and arrangements of hydraulic pumps that can be used to supply hydraulic energy to the first and second
Фиг. 5 служит как путеводитель, чтобы показать различные источники гидравлической энергии H для первой и второй направляющих приводных систем 2A и 2B. Один вариант настоящего изобретения использует первый и второй собранные с двигателем насосы 146 и 148, чтобы обеспечить источник гидравлической энергии H для первой и второй направляющих приводных систем 2A и 2B, соответственно. Альтернативно, только один из собранных с двигателем гидравлических насосов может быть использован как источник гидравлической энергии H, имеющий первый и второй подающие трубопроводы 19A и 19B, объединенные в один трубопровод, ведущий к одному гидравлическому насосу в точке между отключающими клапанами 18A и 18B и источником H на фиг. 3. Аналогично, либо один, либо оба первый и второй установленные на летательном аппарате гидравлических насоса 156 и 158, соответственно, которые закреплены на и приведены в движение вспомогательной приводной коробкой передач 150 могут быть использованы, чтобы питать первую и вторую направляющие приводные системы 2A и 2B. Альтернативно, один из собранных с двигателем гидравлических насосов и один из установленных на летательном аппарате гидравлических насосов может каждый быть использован, чтобы питать только одну из направляющих приводных систем 2A и 2B. Преимущество от этих альтернативных месторасположений для источников гидравлической энергии, питающих и приводящих в действие направляющее сопло, совершенно очевидно. Повреждение, нанесенное части летательного аппарата, может повредить один из насосов, обеспечивая при этом возможность насосу в другой части летательного аппарата сохранить рабочее состояние, чтобы питать энергией направляющее сопло. FIG. 5 serves as a guide to show the different sources of hydraulic energy H for the first and second
Со ссылкой вновь на фиг. 1, направляющее кольцо 86 поддерживается тремя аксиально регулируемыми опорными средствами 100 направляющего кольца, равноугольно расположенными по окружности вокруг корпуса 11, которые обеспечивают управляющему кольцу 86 аксиальное перемещение и шарнирный поворот посредством направляющих исполнительных механизмов 90A и 90B. Аксиально перемещающийся A-образный шпангоут 210 поддерживает направляющее кольцо 86 посредством 3 CC сферического шарнира 206. A-образный шпангоут 210 шарнирно присоединен к ползуну 220 с шарнирными средствами 208 типа серьги в виде сферических шарниров на концах консолей 211a и 211b. Использование сферических шарниров на концах консолей 211a и 211b предусматривает шарнир типа серьги для A-образного шпангоута 210 и также устраняет передачу изгибающих нагрузок, которые могут быть переданы к консолям. Ползун 220 скользит вдоль полого стержня скольжения 226, который прикреплен к корпусу 11 двигателя посредством переднего кронштейна 236 и заднего кронштейна 230. Опорные средства 100 направляющего кольца обеспечивают управляющему кольцу 86 возможность перемещаться аксиально вперед и назад и поворачиваться так, чтобы изменять его пространственное положение. Более подробное описание опорных средств 100 направляющего кольца может быть найдено в патенте США N 5174502 Lippmeier et al., озаглавленном "Опора для перемещения направляющего соплового кольца", который включен здесь для ссылки. With reference again to FIG. 1, the
В то время, как предпочтительный вариант настоящего изобретения описан полностью, для того чтобы объяснить его принципы, понятно, что различные модификации или изменения могут быть выполнены в предпочтительном варианте без отклонения от объема изобретения, как оно заявлено в приложенной формуле изобретения. While the preferred embodiment of the present invention has been fully described in order to explain its principles, it is understood that various modifications or changes can be made in the preferred embodiment without departing from the scope of the invention as claimed in the appended claims.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99109979A RU2158836C1 (en) | 1996-10-16 | 1996-10-16 | Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU99109979A RU2158836C1 (en) | 1996-10-16 | 1996-10-16 | Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2158836C1 true RU2158836C1 (en) | 2000-11-10 |
Family
ID=20219744
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU99109979A RU2158836C1 (en) | 1996-10-16 | 1996-10-16 | Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2158836C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2503824C2 (en) * | 2008-09-30 | 2014-01-10 | Снекма | Equipment control system with variable geometry of gas-turbine engine, which contains in particular drum connection |
| RU2599414C2 (en) * | 2011-03-07 | 2016-10-10 | Снекма | Method and device for monitoring servo-valve actuation system |
-
1996
- 1996-10-16 RU RU99109979A patent/RU2158836C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2503824C2 (en) * | 2008-09-30 | 2014-01-10 | Снекма | Equipment control system with variable geometry of gas-turbine engine, which contains in particular drum connection |
| RU2599414C2 (en) * | 2011-03-07 | 2016-10-10 | Снекма | Method and device for monitoring servo-valve actuation system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5797544A (en) | C/D nozzle with synchronizing ring link suspension | |
| US4128208A (en) | Exhaust nozzle flap seal arrangement | |
| JP3694549B2 (en) | Fail-safe nozzle actuation system for aircraft gas turbine engine variable exhaust nozzle and method of operating this system | |
| EP0512833B1 (en) | Support for a translating nozzle vectoring ring | |
| JP2815206B2 (en) | Gas turbine jet engine | |
| US5484105A (en) | Cooling system for a divergent section of a nozzle | |
| US5740988A (en) | Axisymmetric vectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits | |
| KR100417205B1 (en) | Convertible ejector cooled nozzle | |
| US5813611A (en) | Compact pressure balanced fulcrum-link nozzle | |
| JPH04334749A (en) | Nozzle load control | |
| US3807637A (en) | Variable-geometry convergent-divergent nozzles for jet propulsion engines | |
| JP2002357158A (en) | Axisymmetric vectoring nozzle device and nozzle exhaust device | |
| US5794850A (en) | Enclosed pressure balanced sync ring nozzle | |
| JP2006307837A (en) | Air valve assembly of gas turbine engine | |
| EP3315753B1 (en) | Thrust vectoring nozzle | |
| US5820024A (en) | Hollow nozzle actuating ring | |
| US4552309A (en) | Variable geometry nozzles for turbomachines | |
| JP2001132540A (en) | Linear motion and direction control ring supporting mechanism for axisymmetric direction control nozzle | |
| JP4137950B2 (en) | Gas turbine engine air valve assembly | |
| RU2158836C1 (en) | Axisymmetrical guide nozzle drive system provided with many power control loops | |
| US6212877B1 (en) | Vectoring ring support and actuation mechanism for axisymmetric vectoring nozzle with a universal joint | |
| US4382551A (en) | Flap-type nozzle with built-in reverser | |
| CN1080375C (en) | Axisymmetric vectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071017 |