RU2346175C2 - Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя - Google Patents
Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2346175C2 RU2346175C2 RU2004124546/06A RU2004124546A RU2346175C2 RU 2346175 C2 RU2346175 C2 RU 2346175C2 RU 2004124546/06 A RU2004124546/06 A RU 2004124546/06A RU 2004124546 A RU2004124546 A RU 2004124546A RU 2346175 C2 RU2346175 C2 RU 2346175C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flaps
- jet nozzle
- wall
- holes
- walls
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 30
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229920003266 Leaf® Polymers 0.000 description 15
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 4
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/12—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps
- F02K1/1223—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of two series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the downstream series having its flaps hinged at their upstream ends on the downstream ends of the flaps of the upstream series
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
- F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Physical Or Chemical Processes And Apparatus (AREA)
- Cyclones (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Конфузорно-диффузорное реактивное сопло турбореактивного двигателя содержит управляемые расходящиеся створки, ведомые расходящиеся створки, вставленные между упомянутыми управляемыми расходящимися створками, и средства, предназначенные для питания охлаждающим воздухом ведомых расходящихся створок. Ведомые расходящиеся створки имеют кессонную конструкцию с внутренней в радиальном направлении стенкой и наружной в радиальном направлении стенкой. Ведомые расходящиеся створки содержат боковые отверстия, предназначенные для подачи охлаждающего воздуха в направлении внутренней поверхности упомянутых управляемых расходящихся створок для их охлаждения. Изобретение позволяет повысить срок службы деталей расходящихся управляемых створок за счет их охлаждения, а также снизить инфракрасную заметность реактивного сопла самолета. 10 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к конструкции конфузорно-диффузорного сверхзвукового реактивного сопла турбореактивного двигателя. Сверхзвуковые реактивные сопла такого типа, называемые в дальнейшем конфузорно-диффузорными реактивными соплами, обычно используются для оснащения турбореактивных двигателей сверхзвуковых военных самолетов.
На фиг.1 схематически представлено конфузорно-диффузорное реактивное сопло 1 известного типа. Это реактивное сопло с продольной осью Х содержит первый венец сходящихся створок 2 и второй венец расходящихся створок 4. Среди этих сходящихся створок 2 и расходящихся створок 4 различают управляемые или ведущие створки 2а, 4а и ведомые створки 2b, 4b.
Управляемые створки 2а, 4а этого реактивного сопла связаны с приводным механизмом 5, который обеспечивает возможность их перемещения. Этот приводной механизм обычно представляет собой систему рычагов, тяг, шаровых шарниров или кольцо, ролики или кулачки. Перемещение этих управляемых створок 2а, 4а позволяет изменять поперечное сечение выходного отверстия реактивного сопла 1 в функции условий полета и в этом смысле говорят о реактивном сопле с изменяемым поперечным сечением.
Ведомые створки 2b, 4b вставлены в промежутках между управляемыми створками и опираются, по одну и по другую стороны на уровне их боковых кромок, на внутреннюю в радиальном направлении поверхность управляемых створок 2а, 4а.
Таким образом, эти ведомые створки не связаны непосредственно с приводным механизмом и лишь отслеживают перемещения, осуществляемые управляемыми створками 2а, 4а.
В предлагаемом описании изобретения радиальное направление определяется как направление, перпендикулярное продольной оси Х данного реактивного сопла, и внутренняя поверхность того или иного элемента определяется как поверхность этого элемента, располагающаяся против упомянутой продольной оси X.
В процессе функционирования турбореактивного двигателя через реактивное сопло 1 проходит поток горячих газов, поступающий из форсажной камеры этого двигателя. Приводной механизм 5 управляемых створок 2а, 4а, изменяя поперечное сечение проходного отверстия реактивного сопла, позволяет увеличить или уменьшить скорость выброса газового потока на выходе из этого реактивного сопла.
Температура потока горячих газов, проходящих через конфузорно-диффузорное реактивное сопло, обычно является очень высокой, при этом было разработано множество систем охлаждения, предназначенных для ограничения нагревания внутренних в радиальном направлении поверхностей створок этого реактивного сопла.
В патенте US 5775589 описано конфузорно-диффузорное реактивное сопло, предназначенное для турбореактивных двигателей военных самолетов и содержащее расходящиеся ведомые створки, питаемые охлаждающим воздухом.
Поскольку этот охлаждающий воздух движется внутри упомянутых створок перед тем, как выйти наружу через отверстия, выполненные во внутренней стенке этих створок, в данном случае принято говорить о множественных перфорациях. Таким образом обеспечивается формирование защитной воздушной пленки на поверхности этой стенки, ограничивающей теплообмен между этой стенкой и упомянутым потоком горячих газов.
В соответствии с одним из способов осуществления управляемые расходящиеся створки не запитываются охлаждающим воздухом и не содержат множественной перфорации, причем только лишь средства, предназначенные для подачи воздуха на уровне горловины (то есть на уровне наименьшего поперечного сечения) данного реактивного сопла, предусмотрены для охлаждения этих створок. Однако такие средства оказываются недостаточными для надлежащего охлаждения управляемых расходящихся створок, в частности в зонах этих створок, удаленных от горловины данного реактивного сопла.
В данном изобретении предлагается усовершенствование охлаждения управляемых створок конфузорно-диффузорного реактивного сопла, в частности в том случае, когда его расходящиеся управляемые створки сами по себе не запитываются охлаждающим воздухом.
Для решения этой технической задачи предлагается конфузорно-диффузорное реактивное сопло турбореактивного двигателя, содержащее управляемые расходящиеся створки, ведомые расходящиеся створки, вставленные между упомянутыми управляемыми расходящимися створками, и средства, предназначенные для питания охлаждающим воздухом ведомых расходящихся створок, причем эти ведомые расходящиеся створки имеют кессонную конструкцию, обладающую внутренней в радиальном направлении стенкой и наружной в радиальном направлении стенкой. В соответствии с предлагаемым изобретением эти ведомые расходящиеся створки дополнительно содержат боковые отверстия, предназначенные для подачи охлаждающего воздуха в направлении внутренней поверхности управляемых расходящихся створок для их охлаждения.
Таким образом, в соответствии с предлагаемым изобретением часть охлаждающего воздуха, которым запитываются ведомые расходящиеся створки, используется для охлаждения внутренней поверхности управляемых расходящихся створок. Это оказывается особенно полезным в том случае, когда управляемые расходящиеся створки сами по себе не запитываются охлаждающим воздухом.
Охлаждение расходящихся управляемых створок, позволяет, с одной стороны, увеличить срок службы деталей этих створок, а с другой стороны, в случае военных операций, снизить инфракрасную заметность реактивного сопла самолета.
В соответствии с одним из способов осуществления предлагаемого изобретения наружная и внутренняя стенки створок реактивного сопла вставлены одна в другую на уровне их боковых поверхностей при сохранении возможности скольжения между ними.
Таким образом, в процессе функционирования турбореактивного двигателя механические напряжения, возникающие в толще створок, ослабляются, поскольку упомянутые стенки имеют возможность скользить друг относительно друга. Такие механические напряжения могут быть следствием, например, различия степени теплового расширения между внутренней и наружной стенками, возникающего в результате воздействия на стенки различных температур.
Кроме того, для оптимизации эксплуатационных характеристик конфузорно-диффузорного реактивного сопла желательно минимизировать утечки горячих газов между управляемыми расходящимися створками и ведомыми расходящимися створками. Для выполнения этого требования каждая ведомая створка должна иметь определенную гибкость на кручение, позволяющую боковым кромкам этой ведомой створки оставаться в механическом контакте с внутренней поверхностью двух окружающих ее управляемых створок даже в том случае, когда имеет место небольшое смещение между двумя этими створками, что становится достаточно частым состоянием по мере износа приводных систем этих створок. Эта гибкость на кручение улучшается благодаря возможности взаимного скольжения наружной и внутренней стенок относительно друг друга.
Кроме того, для улучшения механических контактов между боковыми кромками расходящихся ведомых створок и внутренней поверхностью управляемых расходящихся створок боковые концы наружных и внутренних стенок являются искривленными.
В соответствии с одним из способов осуществления предлагаемого изобретения каждая наружная и внутренняя стенка реактивного сопла имеет отверстия вдоль боковых концов. При этом отверстия, выполненные в одной из стенок, располагаются против отверстий, выполненных в другой стенке, в том случае, когда эти стенки вставлены одна в другую и формируют, таким образом, упомянутые боковые отверстия.
Предпочтительно, чтобы отверстия в одной из стенок имели поперечное сечение, превышающее поперечное сечение отверстий в другой стенке и чтобы отверстия наименьшего поперечного сечения всегда выходили внутрь отверстий наибольшего поперечного сечения при любом взаимном положении внутренней и наружной стенок. Это обстоятельство гарантирует наличие боковых отверстий в том случае, когда внутренняя и наружная стенки скользят относительно друг друга за счет теплового расширения или кручения створки.
В соответствии с одним из способов осуществления предлагаемого изобретения каждая внутренняя и наружная стенки ведомых расходящихся створок имеет, по меньшей мере, один вырез, выполненный в ее боковой периферийной части и открывающийся внутрь одного из упомянутых отверстий.
Такой вырез позволяет уменьшить механические напряжения в толще створки, связанные с тепловым расширением ее стенок или с кручением данной створки. В то же время, поскольку каждый вырез выходит внутрь одного из упомянутых отверстий, появление трещин на конце выреза исключается.
В соответствии с одним из способов осуществления предлагаемого изобретения каждая ведомая расходящаяся створка дополнительно содержит поперечину, располагающуюся между ее внутренней стенкой и ее наружной стенкой в плоскости симметрии этой створки. Эта поперечина подкрепляет конструкцию створки и позволяет ей сохранять свою форму даже в случае воздействия значительного давления на ее внутреннюю стенку со стороны потока горячих газов, проходящих через данное реактивное сопло.
Предлагаемое реактивное сопло отличается тем, что каждая ведомая расходящаяся створка дополнительно содержит направляющую, жестко связанную с наружной стенкой упомянутой створки, причем поперечное сечение упомянутой поперечины имеет по существу I-образную форму или форму двутавровой балки, а основание этой поперечины закреплено на внутренней стенке этой створки и ее верхняя часть имеет возможность скользить в упомянутой направляющей.
Такая конструкция обеспечивает возможность движения внутренней стенки данной створки по отношению к ее наружной стенке. Таким образом достигается подкрепление конструкции створки при сохранении ее гибкости.
В соответствии с одним из способов осуществления предлагаемого изобретения внутренняя в радиальном направлении стенка ведомых расходящихся створок дополнительно содержит отверстия, сквозь которые может проходить охлаждающий воздух. Это позволяет создать защитную воздушную пленку на поверхности створки.
В соответствии с другим способом осуществления предлагаемого изобретения упомянутые управляемые расходящиеся створки не запитываются охлаждающим воздухом и их охлаждение обеспечивается, таким образом, только путем использования боковых отверстий, выполненных на ведомых створках.
Данный способ осуществления существенно упрощает конструкцию конфузорно-диффузорного реактивного сопла, поскольку он позволяет реализовать управляемые расходящиеся створки, не имеющие полой конструкции в виде кессона, необходимой для прохождения охлаждающего воздуха. Напротив, можно реализовать створки, имеющие так называемую конструкцию простой обшивки, то есть конструкцию с единственной стенкой. При этом можно легко связать управляемые створки этого типа с приводными органами, которые обеспечивают управление этими створками.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения приводятся ниже в рамках описания предпочтительного способа его осуществления со ссылками на приведенные в приложении фигуры, в числе которых
Фиг.1 представляет собой схематический вид в изометрии конфузорно-диффузорного реактивного сопла, выполненного в соответствии с существующим уровнем техники;
Фиг.2 представляет собой схематический вид в поперечном разрезе ведомой расходящейся створки реактивного сопла в соответствии с предлагаемым изобретением;
Фиг.3 и 4 представляют собой детальные схематические виды боковых отверстий створки, показанной на фиг.2;
Фиг.5 представляет собой схематический вид в изометрии изнутри реактивного сопла части системы расходящихся створок этого реактивного сопла в соответствии с предлагаемым изобретением;
Фиг.6 представляет собой схематический вид в изометрии конфузорно-диффузорного реактивного сопла в соответствии с предлагаемым изобретением;
Фиг.7 представляет собой схематический вид в половинном осевом разрезе конфузорно-диффузорного реактивного сопла в соответствии с предлагаемым изобретением.
Конструкция реактивного сопла в соответствии с предлагаемым изобретением в целом подобна конструкции реактивного сопла, схематически представленного на фиг.1 и описанного выше.
Реактивное сопло 1 содержит сходящиеся створки 2 и расходящиеся створки 4, причем в данном случае различают управляемые расходящиеся створки 4а и ведомые расходящиеся створки 4b. Каждая ведомая расходящаяся створка 4b опирается на две смежные с ней управляемые расходящиеся створки в зоне, располагающейся на уровне ее боковых кромок.
Управляемые расходящиеся створки 4а шарнирно закреплены своими передними по потоку концами на задних по потоку концах сходящихся управляемых створок 2а, и расходящиеся ведомые створки 4b также шарнирно закреплены своими передними по потоку концами на задних по потоку концах сходящихся ведомых створок 2b.
Каждая ведомая расходящаяся створка 4b представляет собой конструкцию кессонного типа и имеет, по существу, трапециевидное поперечное сечение, показанное на фиг.2, и содержит внутреннюю в радиальном направлении стенку 6 и наружную в радиальном направлении стенку 8.
Боковые концы 8 а наружной стенки 8 и боковые концы 6а внутренней стенки 6 выполнены изогнутыми, и кривизна этих боковых концов 6а и 8а выбирается таким образом, чтобы внутренняя и наружная стенки 6 и 8 могли быть вставлены одна в другую, причем концы внутренней стенки 6а перекрывают или охватывают концы наружной стенки 8.
В то же время боковые концы 6а внутренней стенки 6 образуют направляющую для боковых концов 8а наружной стенки 8, за счет чего стенки имеют возможность скользить относительно друг друга в осевом направлении.
Боковые кромки створки 46 сформированы, таким образом, взаимным перекрытием боковых концов ее внутренней 6 и наружной 8 стенок.
Ведомая створка 4b снабжена также несколькими поперечинами 20, равномерно распределенными вдоль этой створки и располагающимися между внутренней стенкой 6 и наружной стенкой 8 в плоскости симметрии этой створки.
Поперечина 20 образована прямолинейной стенкой, соединенной с основанием и с верхней частью, располагающимися перпендикулярно к этой стенке, причем поперечное сечение этой поперечины имеет в целом I-образную форму или форму двутавровой балки. Основание поперечины закреплено, при помощи сварки, пайки или с использованием любого другого подходящего в данном случае средства крепления, на внутренней стенке 6 данной створки. Верхняя часть поперечины 20 состоит из двух ветвей 20а, которые отходят с каждой стороны от стенки поперечины 20 в направлении, перпендикулярном к этой стенке.
На наружной стенке 8 створки закреплена осевая направляющая 22, в которой выполнена щель 24, проходящая вдоль плоскости симметрии данной створки. Ширина этой щели 24 превышает толщину стенки поперечины 20, и эта поперечина 20, таким образом, имеет возможность скользить в направляющей 22 вдоль упомянутой щели. Ветви 20а поперечины 20 проходят между направляющей 22 и наружной стенкой 8 и способны входить в упор в той или иной из этих элементов для ограничения сближения или отдаления друг от друга внутренней стенки 6 и наружной стенки 8 данной створки, вследствие чего повышается устойчивость формы данной створки.
Как показано на фиг.3 и 4, внутренняя и наружная стенки 6, 8 створки содержат, каждая, отверстия 12, 14, располагающиеся вдоль их боковых концов 6а, 8а на одинаковых расстояниях друг от друга.
В том случае, когда стенки 6 и 8 вставлены одна в другую, отверстия 14 наружной стенки 8 располагаются против отверстий 12 внутренней стенки 6 и формируют таким образом сквозные боковые отверстия в конструкции ведомой створки 4b.
Отверстия 12 наружной стенки 8 имеют удлиненную форму, и их поперечное сечение превышает поперечное сечение круглых отверстий 14 внутренней стенки 6. Размеры и форма удлиненных отверстий 12 выбирают таким образом, чтобы круглые отверстия 14 никогда не оказывались перекрытыми, даже в том случае, когда наружная стенка 8 и внутренняя стенка 6 расширяются под действием температуры различным образом и/или в том случае, когда ведомая створка 4b подвергается кручению, вызывающему взаимное перемещение двух этих стенок 6 и 8 относительно друг друга.
В то же время внутренняя и наружная стенки 6, 8 снабжены соответственно вырезами 16 и 18, располагающимися через равномерные интервалы вдоль их боковых концов 6а и 8а. Эти вырезы 16 и 18 начинаются на кромке боковых концов 6а, 8а, проходят перпендикулярно к этой кромке и выходят на уровне отверстий 12 и 14, выполненных в каждой из стенок 6 и 8.
Как показано на фиг.2 и 5, внутренняя стенка 6 ведомых створок 4b содержит многочисленные отверстия 26, выполненные в ее центральной части. При этом говорят о мультиперфорации этой стенки.
Как следует из фиг.5, 6 и 7, в том случае, когда управляемые створки 4а сами по себе не запитываются охлаждающим воздухом и когда только ведомые створки запитываются этим охлаждающим воздухом, охлаждение расходящихся створок описанного выше реактивного сопла осуществляется следующим образом.
Охлаждающий воздух поступает в ведомые расходящиеся створки 4b из коллектора, не показанного на приведенных в приложении фигурах и установленного перед данным реактивным соплом по отношению к направлению течения потока горячих газов, проходящих через это сопло. Отобранный из коллектора воздух направляется к ведомым расходящимся створкам 4b, как показано на фиг.7, проходя при этом под защитной тепловой рубашкой 30 турбореактивного двигателя, располагающейся по потоку перед реактивным соплом, и через систему трубопроводов 32. Затем этот охлаждающий воздух движется внутри конструкции расходящихся створок 4b кессонного типа и выходит наружу через отверстия 26 и боковые отверстия 12, 14 этих створок 4b.
Холодный воздух, выходящий через отверстия 26 в направлении, показанном на приведенных в приложении фигурах стрелками F, позволяет ограничить нагревание внутренней стенки 6 ведомых расходящихся створок 4b, создавая пленку охлаждающего воздуха на внутренней поверхности этой стенки.
Холодный воздух, выходящий через боковые отверстия 12, 14 в направлениях, показанных на приведенных в приложении фигурах стрелками F', направляется по окружности к внутренней поверхности управляемых расходящихся створок 4а и позволяет прежде всего охладить эту поверхность в результате соударения. Затем этот охлаждающий воздух создает защитную пленку на внутренней поверхности управляемых расходящихся створок 4а, что позволяет уменьшить теплообмен между горячими газами, проходящими через данное реактивное сопло, и этими створками 4а, вследствие чего ограничивается нагревание этих створок.
Claims (11)
1. Конфузорно-диффузорное реактивное сопло турбореактивного двигателя, содержащее управляемые расходящиеся створки (4а), ведомые расходящиеся створки (4b), вставленные между упомянутыми управляемыми расходящимися створками, и средства (32), предназначенные для питания охлаждающим воздухом ведомых расходящихся створок (4b), причем эти ведомые расходящиеся створки (4b) имеют кессонную конструкцию с внутренней в радиальном направлении стенкой (6) и наружной в радиальном направлении стенкой (8), отличающееся тем, что эти ведомые расходящиеся створки содержат боковые отверстия, предназначенные для подачи охлаждающего воздуха в направлении внутренней поверхности упомянутых управляемых расходящихся створок (4а) для их охлаждения.
2. Реактивное сопло по п.1, отличающееся тем, что наружная (8) и внутренняя (6) стенки створки вставлены одна в другую на уровне их боковых концов при сохранении возможности их скольжения относительно друг друга.
3. Реактивное сопло по п.2, отличающееся тем, что упомянутые боковые концы наружных (8) и внутренних (6) стенок являются искривленными.
4. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что наружная (8) и внутренняя (6) стенки снабжены отверстиями (12, 14), располагающимися вдоль их боковых концов, причем отверстия (12) одной из стенок (8) располагаются против отверстий (14) в другой стенке (6) в том случае, когда эти стенки вставлены одна в другую и формируют таким образом упомянутые боковые отверстия.
5. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что отверстия (12) в одной из стенок (8) имеют поперечное сечение, превышающее поперечное сечение отверстий (14) в другой стенке (6).
6. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что отверстия (12) в одной из стенок (8) имеют удлиненную форму, тогда как отверстия (14) в другой стенке (6) имеют круглую форму.
7. Реактивное сопло по п.4, отличающееся тем, что каждая наружная (8) и внутренняя (6) стенки имеет, по меньшей мере, один вырез (16, 18), выполненный на ее боковой периферийной части и выходящий внутрь одного из упомянутых отверстий (12, 14).
8. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что каждая ведомая расходящаяся створка (4b) дополнительно содержит поперечину (20), располагающуюся между ее внутренней стенкой (6) и ее наружной стенкой (8) в плоскости симметрии этой створки.
9. Реактивное сопло по п.8, отличающееся тем, что каждая ведомая расходящаяся створка (4b) дополнительно содержит направляющую (22), жестко связанную с наружной стенкой (8) упомянутой створки, причем поперечное сечение упомянутой поперечины (20) имеет, по существу, I-образную форму или форму двутавровой балки, а основание этой поперечины закреплено на внутренней стенке (6) этой створки и ее верхняя часть выполнена с возможностью скольжения в упомянутой направляющей (22).
10. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что внутренняя в радиальном направлении стенка (6) ведомых расходящихся створок (4b) дополнительно содержит отверстия (26), сквозь которые может проходить охлаждающий воздух.
11. Реактивное сопло по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что упомянутые управляемые расходящиеся створки (4а) не запитываются охлаждающим воздухом.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0309854A FR2858833B1 (fr) | 2003-08-12 | 2003-08-12 | Tuyere convergente divergente du turboreacteur |
FR0309854 | 2003-08-12 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004124546A RU2004124546A (ru) | 2006-01-27 |
RU2346175C2 true RU2346175C2 (ru) | 2009-02-10 |
Family
ID=33561163
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004124546/06A RU2346175C2 (ru) | 2003-08-12 | 2004-08-11 | Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6993914B2 (ru) |
EP (1) | EP1507080B1 (ru) |
JP (1) | JP2005061405A (ru) |
AT (1) | ATE321201T1 (ru) |
CA (1) | CA2478781A1 (ru) |
DE (1) | DE602004000528T2 (ru) |
ES (1) | ES2260734T3 (ru) |
FR (1) | FR2858833B1 (ru) |
RU (1) | RU2346175C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2627813C1 (ru) * | 2016-05-19 | 2017-08-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата |
Families Citing this family (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7458221B1 (en) * | 2003-10-23 | 2008-12-02 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Variable area nozzle including a plurality of convexly vanes with a crowned contour, in a vane to vane sealing arrangement and with nonuniform lengths |
US7377099B2 (en) * | 2005-05-27 | 2008-05-27 | United Technologies Corporation | System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle |
GB2428743B (en) | 2005-08-02 | 2007-12-12 | Rolls Royce Plc | An exhaust nozzle for a gas turbine engine |
US7762078B2 (en) * | 2006-09-13 | 2010-07-27 | Aerojet-General Corporation | Nozzle with temperature-responsive throat diameter |
US8205454B2 (en) | 2007-02-06 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Convergent divergent nozzle with edge cooled divergent seals |
US8047004B2 (en) * | 2008-02-12 | 2011-11-01 | The Boeing Company | Stave and ring CMC nozzle |
US8166752B2 (en) * | 2008-11-26 | 2012-05-01 | GM Global Technology Operations LLC | Apparatus and method for cooling an exhaust gas |
FR2945580B1 (fr) * | 2009-05-15 | 2015-12-25 | Snecma | Chambre de combustion de moteur pour un vehicule capable de se deplacer dans l'air ou dans l'espace et son procede de fabrication. |
US10060389B2 (en) * | 2010-12-14 | 2018-08-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area |
US20120145808A1 (en) * | 2010-12-14 | 2012-06-14 | The Boeing Company | Method and apparatus for variable exhaust nozzle exit area |
GB2489738B (en) * | 2011-04-08 | 2013-07-03 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to gas turbine engine transition ducts |
US9163582B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Convergent-divergent gas turbine nozzle comprising movable flaps having a variable thickness in a lateral direction |
EP3008320B1 (en) * | 2013-06-14 | 2020-07-29 | Saab Ab | Variable-geometry convergent-divergent exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle |
WO2014200401A1 (en) * | 2013-06-14 | 2014-12-18 | Saab Ab | Variable exhaust nozzle for a jet engine and method for varying the nozzle |
CN103423025B (zh) * | 2013-08-07 | 2016-01-20 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种收敛喷管 |
WO2015112554A1 (en) | 2014-01-24 | 2015-07-30 | United Technologies Corporation | Divergent flap |
CN105443269A (zh) * | 2014-08-25 | 2016-03-30 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种收敛喷管的冷却结构 |
US10563620B2 (en) | 2016-08-12 | 2020-02-18 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Expandable exhaust cone |
PL239213B1 (pl) * | 2017-06-21 | 2021-11-15 | Panstwowa Wyzsza Szkola Zawodowa W Chelmie | Dysza wylotowa silnika turbowentylatorowego |
GB201800856D0 (en) * | 2018-01-19 | 2018-03-07 | Rolls Royce Plc | Aircraft nozzle |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3979065A (en) * | 1974-10-31 | 1976-09-07 | United Technologies Corporation | Cooling liner for an exhaust nozzle |
US3972475A (en) * | 1975-07-31 | 1976-08-03 | United Technologies Corporation | Nozzle construction providing for thermal growth |
US4203286A (en) * | 1976-08-27 | 1980-05-20 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Cooling apparatus for an exhaust nozzle of a gas turbine engine |
US4081137A (en) * | 1977-01-05 | 1978-03-28 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Finned surface cooled nozzle |
US4171093A (en) * | 1977-08-19 | 1979-10-16 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Durability flap and seal liner assembly for exhaust nozzles |
US4544098A (en) * | 1982-12-27 | 1985-10-01 | United Technologies Corporation | Cooled exhaust nozzle flaps |
US5720434A (en) * | 1991-11-05 | 1998-02-24 | General Electric Company | Cooling apparatus for aircraft gas turbine engine exhaust nozzles |
US5215257A (en) * | 1992-07-16 | 1993-06-01 | United Technologies Corporation | Divergent seal arrangement for a convergent/divergent nozzle |
US5269467A (en) * | 1992-08-03 | 1993-12-14 | General Electric Company | Vectoring exhaust nozzle seal and flap retaining apparatus |
-
2003
- 2003-08-12 FR FR0309854A patent/FR2858833B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-07-29 DE DE602004000528T patent/DE602004000528T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-29 EP EP04291938A patent/EP1507080B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-29 AT AT04291938T patent/ATE321201T1/de not_active IP Right Cessation
- 2004-07-29 ES ES04291938T patent/ES2260734T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2004-08-06 JP JP2004230461A patent/JP2005061405A/ja not_active Withdrawn
- 2004-08-10 CA CA002478781A patent/CA2478781A1/fr not_active Abandoned
- 2004-08-11 RU RU2004124546/06A patent/RU2346175C2/ru active
- 2004-08-11 US US10/915,446 patent/US6993914B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2627813C1 (ru) * | 2016-05-19 | 2017-08-11 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Сопло газотурбинного двигателя летательного аппарата |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20050060984A1 (en) | 2005-03-24 |
DE602004000528T2 (de) | 2007-04-05 |
FR2858833B1 (fr) | 2006-01-06 |
ATE321201T1 (de) | 2006-04-15 |
FR2858833A1 (fr) | 2005-02-18 |
EP1507080B1 (fr) | 2006-03-22 |
CA2478781A1 (fr) | 2005-02-12 |
ES2260734T3 (es) | 2006-11-01 |
RU2004124546A (ru) | 2006-01-27 |
DE602004000528D1 (de) | 2006-05-11 |
EP1507080A1 (fr) | 2005-02-16 |
US6993914B2 (en) | 2006-02-07 |
JP2005061405A (ja) | 2005-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2346175C2 (ru) | Конфузорно-диффузорное сверхзвуковое реактивное сопло турбореактивного двигателя | |
EP1764498B1 (en) | Convergent divergent nozzle with interlocking divergent flaps | |
US4544098A (en) | Cooled exhaust nozzle flaps | |
JP5968329B2 (ja) | 一体型可変形状流量制限器および熱交換器 | |
EP1726811B1 (en) | System and method for cooling lateral edge regions of a divergent seal of an axisymmetric nozzle | |
US7837436B2 (en) | Method and apparatus for regulating fluid flow through a turbine engine | |
JP4673926B2 (ja) | 中央本体パイロットポッド | |
EP2909448B1 (en) | Ducting arrangement for cooling a gas turbine structure | |
US7624579B2 (en) | Convergent divergent nozzle with supported divergent seals | |
EP1956225B1 (en) | Convergent-divergent nozzle with edge cooled divergent seals | |
US20070062199A1 (en) | Turbine engine nozzle | |
CA1050773A (en) | Aircraft propulsion system with flight maneuverable exhaust nozzle | |
JPH09511824A (ja) | 円環形燃焼室の隔壁と燃料ノズルガイドのアセンブリ | |
US4592200A (en) | Turbo-jet engine afterburner system | |
EP1998035B1 (en) | Fluidic vectoring for exhaust nozzle | |
RU2673032C2 (ru) | Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя, ракетный двигатель с таким соплом и летательный аппарат с указанным двигателем | |
US2957310A (en) | Convergent-divergent nozzle assembly | |
EP3508710B1 (en) | Systems for cooling a coolant airflow | |
RU2776002C1 (ru) | Регулируемое сопло турбореактивного двигателя | |
US12012911B2 (en) | Deflector provided with faces with different curvatures for a thrust reverser of an aircraft engine nacelle | |
GB2264554A (en) | Variable geometry flame retention device for turbomachine after-burner | |
JP4546770B2 (ja) | 赤外線を抑制する二次元変向可能単一拡大斜面ノズル | |
US10036318B2 (en) | Air circulation device for turbomachine | |
GB2545705A (en) | Air circulation device for a turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |