RU2229613C1 - Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection - Google Patents
Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection Download PDFInfo
- Publication number
- RU2229613C1 RU2229613C1 RU2002131143/06A RU2002131143A RU2229613C1 RU 2229613 C1 RU2229613 C1 RU 2229613C1 RU 2002131143/06 A RU2002131143/06 A RU 2002131143/06A RU 2002131143 A RU2002131143 A RU 2002131143A RU 2229613 C1 RU2229613 C1 RU 2229613C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- flaps
- hinge
- turbine engine
- shell
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к авиадвигателестроению, конкретно к реактивным соплам газотурбинных двигателей (ГТД) маневренных летательных аппаратов (ЛА).The present invention relates to aircraft engine manufacturing, specifically to jet nozzles of gas turbine engines (GTE) of maneuverable aircraft (LA).
Известны всережимные реактивные сопла газотурбинных двигателей, содержащие в своем составе приводные венцы сужающихся и расширяющихся створок или заменяющие последние эжекторные устройства, позволяющие увеличить тягу за счет дополнительного расширения рабочего тела (см. Г.Н. Абрамович. “Прикладная газовая динамика”, ред. 4, изд. “Наука”, Москва, 1976, стр. 442).Known are all-mode jet nozzles of gas turbine engines containing drive crowns of tapering and expanding flaps or replacing the last ejector devices that increase thrust due to additional expansion of the working fluid (see G. N. Abramovich. “Applied gas dynamics”, rev. 4 , ed. "Science", Moscow, 1976, p. 442).
Известны также всережимные реактивные сопла газотурбинных двигателей, содержащие в своем составе различные приводные отклоняющие поток устройства, связанные с системой управления летательных аппаратов и предназначенные для использования на маневренных летательных аппаратах, т.н. всеракурсные сопла, применяемые, главным образом, на малых дозвуковых скоростях полета, где теряют эффективность аэродинамические рули ЛА (см. патент США №4994660, МПК 7 В 64 С 15/16, 19.02.1991).Also known are all-mode jet nozzles of gas turbine engines, comprising various driving flow deflecting devices associated with the aircraft control system and intended for use on maneuverable aircraft, the so-called all-round nozzles used mainly at low subsonic flight speeds, where the aerodynamic rudders of aircraft lose their effectiveness (see US patent No. 4994660, IPC 7 B 64 C 15/16, 02/19/1991).
Такая конструкция сопла имеет ограниченную возможность применения. Например, перекос венцов створок реактивного сопла требует существенного усложнения системы автоматического регулирования газотурбинного двигателя и конструкции реактивного сопла, что приводит к дополнительным утечкам рабочего тела в зазоры между створками реактивного сопла и снижает тяговые характеристики двигателя и его надежность.This nozzle design has limited applicability. For example, the distortion of the crowns of the jet nozzle flaps requires a significant complication of the automatic control system of the gas turbine engine and the design of the jet nozzle, which leads to additional leaks of the working fluid in the gaps between the shutters of the jet nozzle and reduces the traction characteristics of the engine and its reliability.
Применение же дополнительных отклоняющих устройств, используемых лишь при маневрах ЛА в ограниченной области его эксплуатации, ухудшает экономичность и массогабаритные характеристики ЛА.The use of additional deflecting devices, used only during maneuvers of aircraft in a limited area of its operation, worsens the economy and weight and size characteristics of the aircraft.
Задачей изобретения является обеспечение высоких тягово-экономических характеристик ГТД и его надежности.The objective of the invention is to provide high traction and economic characteristics of a gas turbine engine and its reliability.
Указанный технический результат достигается тем, что реактивное сопло газотурбинного двигателя с отклонением вектора тяги содержит круглый в поперечном сечении корпус с венцами сужающихся и шарнирно соединенных с ними расширяющихся створок и соосно расположенный с корпусом воздушный эжектор, выполненный в виде установленных за выходным срезом створок корпуса сопла двух коаксиально расположенных кольцевых обечаек и шарнирно соединенных между собой венцов внутренних и наружных створок, при этом первый из венцов непосредственно шарнирно прикреплен к внутренней обечайке, а второй соединен с ней посредством системы шарнирно соединенных тяг, причем внешняя обечайка шарнирно соединена с корпусом сопла с возможностью поворота посредством связанного с корпусом сопла приводного устройства относительной оси, перпендикулярной продольной оси сопла, а между собой обечайки шарнирно соединены с возможностью поворота относительно друг друга и вертикальной оси сопла посредством связанного с ними приводного устройства. Кроме того, система шарнирно соединенных тяг образует детерминированный по постоянному наружному диаметру венца наружных створок кинематический многозвенник, венец внутренних створок эжектора образует проточную часть сопла, а его венец наружных створок - хвостовую часть корпуса летательного аппарата.The specified technical result is achieved in that the jet nozzle of the gas turbine engine with a thrust vector deviation contains a round body in cross section with crowns of tapering and pivotally expanding flaps and an air ejector coaxially arranged with the body, made in the form of two nozzle casing flaps installed behind the exit cut coaxially located annular shells and pivotally interconnected rims of the inner and outer wings, the first of which is directly hinged it is attached to the inner shell and the second is connected to it by a system of articulated rods, the outer shell being pivotally connected to the nozzle body with a relative axis perpendicular to the nozzle longitudinal axis connected to the nozzle body, and the shells are pivotally connected to each other the possibility of rotation relative to each other and the vertical axis of the nozzle by means of an associated drive device. In addition, the system of pivotally connected rods forms a kinematic multicomponent determined by the constant outer diameter of the crown of the outer wings, the crown of the inner wings of the ejector forms the flow part of the nozzle, and its crown of the outer wings forms the tail of the aircraft body.
Сущность изобретения поясняется чертежом.The invention is illustrated in the drawing.
Реактивное сопло содержит круглый в поперечном сечении корпус 1 с венцами сужающихся 2 и шарнирно соединенных с ними расширяющихся 3 створок, соосно расположенный с корпусом 1 воздушный эжектор, выполненный в виде установленных за выходным срезом створок корпуса сопла двух коаксиально расположенных кольцевых обечаек 4, 5 и венцов внутренних 6 и наружных 7 створок. Внутренние створки 6 непосредственно шарнирно прикреплены к внутренней обечайке 5, а наружные 7 соединены с ней посредством системы шарнирно соединенных тяг 8. Внешняя обечайка 4 шарнирно соединена с корпусом 1 сопла с возможностью поворота посредством связанного с корпусом 1 сопла приводного устройства 9 относительно оси Z, перпендикулярной продольной оси Х сопла. Между собой обечайки 4 и 5 шарнирно соединены с возможностью поворота относительно друг друга и вертикальной оси Y посредством связанного с ними приводного устройства 10. Система шарнирно соединенных тяг 8 образует детерминированный по постоянному наружному диаметру венца наружных створок 7 кинематический многозвенник. Венец внутренних створок 6 эжектора образует проточную часть сопла, венец наружных створок 7 - хвостовую часть корпуса летательного аппарата.The jet nozzle contains a round 1 cross-sectional casing 1 with crowns of tapering 2 and expanding 3 cusps pivotally connected therewith, an air ejector coaxially arranged with casing 1, made in the form of two coaxially arranged annular ring shells 4, 5 and rims mounted behind the exit section of the casing of the nozzle casing. internal 6 and external 7 shutters. The inner flaps 6 are directly pivotally attached to the inner shell 5, and the outer 7 are connected to it via a system of pivotally connected rods 8. The outer shell 4 is pivotally connected to the nozzle body 1 with the possibility of rotation by means of a drive device 9 connected to the nozzle body 1 with respect to the Z axis perpendicular the longitudinal axis X of the nozzle. The shells 4 and 5 are pivotally connected to each other with the possibility of rotation relative to each other and the vertical axis Y by means of an associated drive device 10. The system of pivotally connected rods 8 forms a kinematic multi-linker determined by the constant outer diameter of the crown of the outer wings 7. The crown of the inner leaves 6 of the ejector forms the flow part of the nozzle, the crown of the outer wings 7 - the tail of the hull of the aircraft.
Выходной диаметр венца внутренних створок 6 определяется приводным устройством 11, связанным с внутренней кольцевой обечайкой 5. Эжектор посредством укрепленных во внешней кольцевой обечайке 4 двух оппозитно расположенных цапф 12 шарнирно закреплен в отверстиях двух прикрепленных к корпусу 1 консолей 13. Приводные устройства 14 управления венцом сужающихся створок 2 и 11 управления венцом внутренних створок 6 эжектора связаны с автоматической системой 15 управления режимами двигателя. Приводное устройство 9 связано с системой 16 управления летательным аппаратом по каналу тангажа, а приводное устройство 10 связано с системой 17 управления летательного аппарата по каналу курса. Кольцо 18 определяет постоянный наружный диаметр эжектора по входу в процессе изменения конфигурации кинематического многозвенника при управлении венцом внутренних створок 6.The output diameter of the crown of the inner flaps 6 is determined by the drive device 11 connected to the inner annular shell 5. The ejector is mounted on the outer ring shell 4 of two opposed pins 12 pivotally mounted in the holes of the two consoles attached to the housing 1. The drive devices 14 control the crown of the tapered flaps 2 and 11 control the crown of the inner leaves 6 of the ejector connected with the automatic system 15 control engine modes. The drive device 9 is connected to the aircraft control system 16 via the pitch channel, and the drive device 10 is connected to the aircraft control system 17 via the heading channel. Ring 18 determines the constant outer diameter of the ejector at the entrance to the process of changing the configuration of the kinematic multi-link when controlling the crown of the inner wings 6.
Цапфы 12 имеют возможность вращения вокруг поперечной оси Z посредством приводного устройства 9 через кривошип 19.The pins 12 have the ability to rotate around the transverse axis Z through the drive device 9 through the crank 19.
Внутренняя кольцевая обечайка 5 эжектора и связанный с ней кинематический многозвенник в составе венцов створок 6 и 7 и тяг 8 шарнирно связаны с наружной кольцевой обечайкой 4 через оппозитно укрепленные на ее поверхности валы 20.The inner annular shell 5 of the ejector and the associated kinematic multicomponent comprising the crowns of the shutters 6 and 7 and rods 8 are pivotally connected to the outer annular shell 4 through the shafts 20, which are oppositely mounted on its surface.
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
В статическом полете режим работы двигателя поддерживается системой управления 15, формирующей оптимальный профиль проточной части сопла путем поддержания необходимых выходных диаметров венцов сужающихся створок 2 и расширяющихся створок 3 сопла, а также внутренних створок 6 эжектора посредством приводных устройств 11 и 14.In a static flight, the engine operating mode is supported by the control system 15, which forms the optimal profile of the nozzle flow path by maintaining the required output diameters of the crowns of the tapered flaps 2 and the expanding flaps of the nozzle 3, as well as the internal flaps 6 of the ejector by means of actuators 11 and 14.
При изменении режима полета по скорости или высоте в соответствии с сигналами системы 15 приводные венцы створок 2 и 3 под воздействием привода 14 занимают новые положения, осесимметричные относительно продольной оси X, а внутренние створки 6 эжектора под воздействием системы 15 также занимают новое, осесимметричное относительно оси X положение с помощью привода 11, обеспечивая режим сверхзвукового истечения рабочего тела с минимальными внутренними потерями. При этом кинематический многозвенник в составе внутренних створок 6 эжектора, наружных створок 7, внутренней обечайки 5 и комплекса шарнирно соединенных тяг 8 изменяет свою конфигурацию, сохраняя благодаря входящему в него кольцу 18 входной наружный диаметр устройства, совпадающий с наружным диаметром мотогондолы, что снижает внешние гидравлические потери летательного аппарата.When the flight mode changes in speed or height in accordance with the signals of the system 15, the drive crowns of the flaps 2 and 3 under the influence of the actuator 14 occupy new positions, axisymmetric with respect to the longitudinal axis X, and the inner flaps 6 of the ejector under the influence of the system 15 also occupy a new axisymmetric with respect to the axis X position using actuator 11, providing supersonic flow of the working fluid with minimal internal losses. At the same time, the kinematic multi-linker as a part of the inner leaves 6 of the ejector, the outer wings 7, the inner shell 5 and the complex of articulated joints 8 changes its configuration, preserving the input outer diameter of the device, which coincides with the outer diameter of the engine nacelle, due to the ring 18 entering into it, which reduces the external hydraulic aircraft loss.
При маневре летательного аппарата по каналу тангажа, например, на кабрирование, по команде системы 16 приводное устройство 9 через кривошип 19 вращает вокруг поперечной оси Z цапфу 12, закрепленную в наружной кольцевой обечайке 4, разворачивая ее, а вместе с ней весь эжектор вверх против часовой стрелки, искривляя выхлопной канал реактивного сопла и создавая тем самым крутящий момент вокруг центра масс летательного аппарата на кабрирование.When maneuvering the aircraft along the pitch channel, for example, for cabling, at the command of system 16, the drive device 9 through the crank 19 rotates around the transverse axis Z the pin 12, mounted in the outer ring shell 4, turning it around, and with it the entire ejector up counterclockwise arrows, bending the exhaust channel of the jet nozzle and thereby creating a torque around the center of mass of the aircraft for cabling.
Аналогично поворот цапфы 12 в противоположном направлении поворачивает эжектор вокруг оси Z вниз по часовой стрелке, создавая крутящий момент на пикирование.Similarly, turning the pin 12 in the opposite direction turns the ejector around the Z axis down clockwise, creating dive torque.
По окончании маневра система 16 возвращает эжектор в исходное осевое положение.At the end of the maneuver, the system 16 returns the ejector to its original axial position.
При маневре летательного аппарата по каналу курса, например при повороте направо, по команде системы 17 управления приводное устройство 10 поворачивает внутреннюю обечайку 5 эжектора вместе с прикрепленными к ней венцами внутренних 6 и наружных 7 створок эжектора вокруг вертикальной оси Y устройства против часовой стрелки относительно неподвижной наружной обечайки 4 эжектора, в которой шарнирно закреплены цапфы валов 20 обечайки 5. При этом выхлопной канал реактивного сопла искривляется и при истечении рабочего тела создается крутящий момент вокруг центра масс летательного аппарата, разворачивая его в правую сторону вокруг вертикальной оси Y на время отклонения эжектора. Отклонение внутренней обечайки 5 приводным устройством 10 в противоположную сторону приводит к маневру поворота летательного аппарата налево по каналу курса.When maneuvering the aircraft along the heading channel, for example, when turning right, at the command of the control system 17, the drive device 10 rotates the inner shell 5 of the ejector along with the crowns of the inner 6 and outer 7 leaves of the ejector around the vertical axis Y of the device counterclockwise relative to the stationary outer shell 4 of the ejector, in which the pins of the shafts 20 of the shell 5 are pivotally mounted. In this case, the exhaust channel of the jet nozzle is bent and a torque is created when the working fluid expires nt around the center of mass of the aircraft, turning it to the right side around the vertical axis Y for the time of deviation of the ejector. The deviation of the inner shell 5 by the drive device 10 in the opposite direction leads to a maneuver of rotation of the aircraft to the left along the channel of the course.
Возможен маневр летательного аппарата в пространстве одновременно по каналам курса и тангажа с разворотом летательного аппарата одновременно вокруг осей Y и Z.It is possible to maneuver the aircraft in space simultaneously along the course and pitch channels with the aircraft turning simultaneously around the Y and Z axes.
При двухдвигательной схеме летательного аппарата и наличии системы управления двигателями, оборудованными реактивными соплами данного типа, возможно управление с помощью двигателей по каналу крена вокруг оси X.With a twin-engine aircraft scheme and the presence of an engine management system equipped with jet nozzles of this type, it is possible to control using engines along a roll channel around the X axis.
В течение всего процесса маневра эжектор сохраняет симметрию относительно своей продольной оси X, не создавая дополнительных утечек рабочего тела.During the entire process of maneuvering, the ejector maintains symmetry with respect to its longitudinal axis X, without creating additional leaks of the working fluid.
Такое выполнение всеракурсного всережимного сопла позволяет решить поставленную задачу без ухудшения надежности, связанного с серьезным усложнением конструкции при применении принципа перекоса венцов, без появления дополнительных утечек рабочего тела и без применения дополнительных отклоняющих поток элементов конструкции, ухудшающих массогабаритные характеристики летательного аппарата.This embodiment of an all-perspective all-mode nozzle allows us to solve the problem without sacrificing reliability associated with a serious complication of the design when applying the principle of skewing the crowns, without the appearance of additional leaks of the working fluid and without the use of additional deflecting structural elements that worsen the weight and size characteristics of the aircraft.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002131143/06A RU2229613C1 (en) | 2002-11-20 | 2002-11-20 | Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002131143/06A RU2229613C1 (en) | 2002-11-20 | 2002-11-20 | Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2229613C1 true RU2229613C1 (en) | 2004-05-27 |
| RU2002131143A RU2002131143A (en) | 2004-06-10 |
Family
ID=32679236
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002131143/06A RU2229613C1 (en) | 2002-11-20 | 2002-11-20 | Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2229613C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535516C1 (en) * | 2013-04-11 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное призводственное объединение" ОАО "УМПО" | Turbojet variable nozzle |
-
2002
- 2002-11-20 RU RU2002131143/06A patent/RU2229613C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| АБРАМОВИЧ Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.: Наука, 1976, с. 442. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2535516C1 (en) * | 2013-04-11 | 2014-12-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное призводственное объединение" ОАО "УМПО" | Turbojet variable nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5209428A (en) | Propulsion system for a vertical and short takeoff and landing aircraft | |
| US5269139A (en) | Jet engine with noise suppressing mixing and exhaust sections | |
| US4022405A (en) | Fan lift-cruise v/stol aircraft | |
| US5294055A (en) | Rotatable arms for thrust vectoring and changing the area of a nozzle throat | |
| EP2074322B1 (en) | Turbofan engine | |
| US8662417B2 (en) | Gas turbine engine fan variable area nozzle with swivable insert system | |
| US20060150612A1 (en) | Thrust vector control | |
| US20110095099A1 (en) | Mechanism for a vectoring exhaust nozzle | |
| US7611090B2 (en) | Reaction-drive rotorcraft having an adjustable blade jet | |
| EP2395222B1 (en) | Gas turbine engine system and corresponding controlling method | |
| US20100050595A1 (en) | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle | |
| US20100018213A1 (en) | Gas turbine engine with rotationally overlapped fan variable area nozzle | |
| US5082181A (en) | Gas jet engine nozzle | |
| US4295611A (en) | Two-dimensional nozzle | |
| US4878617A (en) | Triple axis thrust vectoring exhaust nozzle | |
| US4214703A (en) | Aircraft engine nozzle | |
| EP3315753B1 (en) | Thrust vectoring nozzle | |
| US5511376A (en) | Axisymmetric vectoring nozzle | |
| US4050631A (en) | Jet engine nozzle for controlling the direction of thrust | |
| CA2308131C (en) | Exit area control mechanism for convergent divergent nozzles | |
| US10711791B1 (en) | Dual mode turbofan engine | |
| RU2229613C1 (en) | Fully-variable reactive nozzle of gas-turbine engine with all aspect thrust vector deflection | |
| CN112228242B (en) | Mechanical-pneumatic combined thrust vectoring nozzle with short-distance/vertical take-off and landing functions | |
| RU2208693C2 (en) | Axisymmetric supersonic reaction nozzle | |
| JP4615556B2 (en) | Fan nacelle for gas turbine engine, fan nacelle assembly, and method for changing annular fan outlet area of gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071121 |