RU2561804C1 - Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine - Google Patents
Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2561804C1 RU2561804C1 RU2014141553/06A RU2014141553A RU2561804C1 RU 2561804 C1 RU2561804 C1 RU 2561804C1 RU 2014141553/06 A RU2014141553/06 A RU 2014141553/06A RU 2014141553 A RU2014141553 A RU 2014141553A RU 2561804 C1 RU2561804 C1 RU 2561804C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- subsonic
- louvers
- external
- rotation
- rods
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей (ТРД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely, to the design of adjustable nozzles of turbojet engines (turbojet engines).
Известно регулируемое сверхзвуковое сопло ТРД, содержащее корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, привод створок и механизм синхронизации, выполненный в виде рычагов, установленных в окружном направлении между дозвуковыми створками и шарнирно соединенных тягами с двумя смежными дозвуковыми створками, а также установленных на рычагах с возможностью вращения кронштейнов, шарнирно соединенных дополнительными тягами, с двумя смежными внешними створками (см. а.с. №1009150, кл. F02K 1/12, опубл. 1996 г.).An adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine is known, comprising a housing, subsonic and external flaps pivotally attached to it, connected to supersonic flaps, a flap drive and a synchronization mechanism made in the form of levers mounted in the circumferential direction between subsonic flaps and pivotally connected by rods with two adjacent subsonic flaps , as well as brackets mounted on levers with the possibility of rotation, pivotally connected by additional rods, with two adjacent external wings (see AS No. 1009150, l.
Недостатком указанного сопла является незначительная точность регулирования площадей критического и выходного сечений сопла. Это является следствием того, что оси шарнирных соединений тяг и дополнительных тяг привода и синхронизации сопла размещены в направлении, поперечном продольной оси сопла. Так как плоскости вращения рычагов и тяг расположены под значительным углом друг к другу, то тяги необходимо выполнять с изломами возле проушин с целью обеспечения работы шарнирных соединений во всем диапазоне регулирования критического и выходного сечений сопла. Это приводит к значительным деформациям тяг при работе двигателя. Кроме того, на синхронизацию движения створок отрицательно сказывается выбирание осевых зазоров в шарнирных соединениях тяг с рычагами и створками, которые примерно в 3 раза больше радиальных и значительно увеличиваются в процессе работы сопла. В результате этого происходит отклонение площади и формы критического и выходного сечений от необходимых для данного режима работы двигателя, а следовательно, к снижению надежности его работы и уменьшению тяги.The disadvantage of this nozzle is the insignificant accuracy of regulation of the critical and output sections of the nozzle. This is a consequence of the fact that the axis of the hinged joints of the rods and additional rods of the drive and nozzle synchronization are placed in the direction transverse to the longitudinal axis of the nozzle. Since the plane of rotation of the levers and rods are located at a significant angle to each other, the rods must be performed with kinks near the eyes in order to ensure the operation of the articulated joints in the entire range of regulation of the critical and output sections of the nozzle. This leads to significant deformation of the rods during engine operation. In addition, the synchronization of the movement of the valves is negatively affected by the selection of axial clearances in the articulated joints of the rods with levers and wings, which are approximately 3 times larger than the radial and significantly increase during the operation of the nozzle. As a result of this, the area and shape of the critical and output cross sections deviate from those required for the given mode of engine operation, and consequently, to a decrease in the reliability of its operation and a decrease in traction.
Задачей изобретения является повышение точности регулирования критического и выходного сечений сопла.The objective of the invention is to improve the accuracy of regulation of the critical and output sections of the nozzle.
Указанная задача решается тем, что в известном регулируемом сверхзвуковом сопле ТРД, содержащем корпус, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые и внешние створки, соединенные со сверхзвуковыми створками, привод створок и механизм синхронизации, выполненный в виде рычагов, установленных в окружном направлении между дозвуковыми створками и шарнирно соединенных тягами с двумя смежными дозвуковыми створками, а также установленных на рычагах с возможностью вращения кронштейнов, шарнирно соединенных дополнительными тягами, с двумя смежными внешними створками, согласно изобретению ось шарнирного соединения тяги и рычага размещена вдоль плоскости вращения рычага, а ось соединения тяги и дозвуковой створки - вдоль плоскости вращения последней. Ось шарнирного соединения дополнительной тяги и кронштейна размещена вдоль плоскости вращения кронштейна, а ось соединения дополнительной тяги и внешней створки - вдоль плоскости вращения последней.This problem is solved by the fact that in the known adjustable supersonic nozzle of the turbojet engine containing a housing, subsonic and external shutters articulated to it, connected to supersonic shutters, a shutter drive and a synchronization mechanism made in the form of levers mounted in the circumferential direction between the subsonic shutters and pivotally connected by rods with two adjacent subsonic flaps, as well as mounted on levers with the possibility of rotation of brackets pivotally connected by additional rods, with two adjacent E external doors according to the invention the thrust axis of articulation of the lever and arranged along the plane of rotation of the lever, and the traction axis and compound sash subsonic - along the plane of rotation of the latter. The axis of articulation of the additional traction and the bracket is placed along the plane of rotation of the bracket, and the axis of the connection of the additional traction and the outer wing is along the plane of rotation of the latter.
Такое выполнение устройства позволяет устранить перелом осей тяг возле проушин и тем самым уменьшить их деформации при работе сопла, а также устранить отрицательное влияние осевых зазоров шарнирных соединений на синхронизацию движения дозвуковых и внешних створок, что позволяет более точно регулировать критическое и выходное сечение сопла.This embodiment of the device allows to eliminate the fracture of the axles of the rods near the eyes and thereby reduce their deformation during operation of the nozzle, and also to eliminate the negative effect of the axial clearances of the hinge joints on the synchronization of the movement of subsonic and external flaps, which allows more precise control of the critical and output section of the nozzle.
На фиг. 1 изображен продольный разрез регулируемого сверхзвукового сопла ТРД;In FIG. 1 shows a longitudinal section through an adjustable supersonic nozzle of a turbojet engine;
на фиг. 2 - поперечный разрез А-А;in FIG. 2 is a transverse section aa;
на фиг. 3 - поперечный разрез Б-Б.in FIG. 3 - transverse section BB.
Сопло содержит корпус 1, шарнирно прикрепленные к нему дозвуковые створки 2 и внешние створки 3 (фиг. 1). К дозвуковым створкам 2 шарнирно прикреплены сверхзвуковые створки 4, другим концом подвижно установленные на внешних створках 3. На корпусе между дозвуковыми створками 2 и внешними створками 3 установлены элементы механизма синхронизации дозвуковых створок, а именно рычаги 5 и тяги 6 синхронизации створок. Тяги 6 соединяют рычаги 5 с двумя смежными дозвуковыми створками 2 (фиг. 2). Оси 7 шарнирных соединений тяг с рычагами размещены вдоль плоскостей вращения рычагов, а оси 8 шарнирных соединений тяг с дозвуковыми створками - вдоль плоскостей вращения последних. На основных рычагах 5 установлены кронштейны 9. Дополнительные тяги 10 одним концом шарнирно соединены с кронштейнами 9, а другим - с внешними створками 3. Оси 11 шарнирных соединений дополнительных тяг с кронштейнами 9 размещены вдоль плоскостей вращения кронштейнов (фиг. 3), а оси 12 шарнирных соединений дополнительных тяг с внешними створками 3 - вдоль плоскостей вращения последних. Механизм приводится в движение гидроцилиндрами 13.The nozzle comprises a
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Каждый из гидроцилиндров 13 поворачивает рычаг 5, а тот в свою очередь через тяги 6 поворачивает две смежные дозвуковые створки 2. На сверхзвуковые створки 4 действуют газовые силы, а на внешние створки 3 - аэродинамические силы. Сочетание указанных сил и сил трения на разных режимах полета объекта приводит к увеличению или уменьшению диаметра выходного сечения сопла относительно диаметра его критического сечения. При изменении площади выходного сечения внешние створки 3 поворачиваются и дополнительные тяги 10, шарнирно прикрепленные к двум смежным внешним створкам 3, поворачивают один из кронштейнов 9, обеспечивая тем самым синхронизацию работы как внешних, так и шарнирно соединенных с ними сверхзвуковых створок 4.Each of the
Так как каждая из створок 2 соединена тягами с двумя смежными рычагами 5, то движение любого гидроцилиндра приводит во вращение каждую дозвуковую створку сопла, но с запаздыванием, связанным с выбиранием зазоров в местах крепления тяг к створкам и рычагам. Аналогично и движение одной из внешних створок приведет к движению и других в том же направлении, но с запаздыванием из-за выбирания зазоров в местах крепления дополнительных тяг к внешним створкам 3 и кронштейнам 9. Так как угол наклона каждой из тяг к продольной оси симметрии смежной дозвуковой створки (фиг. 1) изменяется незначительно, то влияние осевых зазоров, расположенных в данной плоскости, на синхронизацию движения невелико, ввиду того, что оси 7 шарнирных соединений тяг с рычагами расположены вдоль плоскостей вращения рычагов, а оси 8 шарнирных соединений тяг с дозвуковыми створками - вдоль плоскостей вращения последних. Угол наклона тяг к створкам в плоскости, перпендикулярной продольной оси сопла (фиг. 2), изменяется в большем диапазоне, поэтому зазоры в местах крепления тяг в этой плоскости оказывают значительное влияние на синхронизацию. Вследствие этого тяги закрепляются так, чтобы в этой плоскости были расположены радиальные зазоры (фиг. 2), которые в шарнирных соединениях меньше осевых примерно в 3 раза и не так значительно увеличиваются в процессе эксплуатации, как осевые. Кроме того, не нужно выполнять излом оси тяг в области проушин, так как диапазон вращения шарнирного соединения вокруг оси крепления значительно больше, чем в перпендикулярном ей направлении. Вследствие этого тяги меньше деформируются при работе сопла, что также улучшает синхронизацию движения дозвуковых створок 2.Since each of the
Так как оси 11 шарнирных соединений дополнительных тяг с кронштейнами 9 расположены вдоль плоскостей их вращения (фиг. 3), а оси 12 шарнирных соединений дополнительных тяг с внешними створками 3 расположены вдоль плоскостей вращения внешних створок, то и на синхронизацию движения внешней и сверхзвуковой частей сопла определяющее значение оказывают радиальные зазоры, и нет необходимости выполнять излом осей тяг возле проушин. Вследствие этого повышается точность регулирования площади выходного сечения сопла.Since the
Таким образом, указанное выполнение устройства позволяет более точно регулировать площадь как критического, так и выходного сечения сопла, что повышает надежность и ресурс работы двигателя, а также увеличивает его тягу на всех режимах работы.Thus, the specified implementation of the device allows you to more accurately adjust the area of both the critical and the output section of the nozzle, which increases the reliability and service life of the engine, and also increases its thrust in all operating modes.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) | 2014-10-15 | 2014-10-15 | Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) | 2014-10-15 | 2014-10-15 | Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2561804C1 true RU2561804C1 (en) | 2015-09-10 |
Family
ID=54073393
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014141553/06A RU2561804C1 (en) | 2014-10-15 | 2014-10-15 | Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2561804C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2768648C1 (en) * | 2021-02-24 | 2022-03-24 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
RU2770572C1 (en) * | 2021-02-24 | 2022-04-18 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable nozzle of a turbojet engine |
RU2774568C1 (en) * | 2021-08-18 | 2022-06-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3288374A (en) * | 1964-04-24 | 1966-11-29 | Rolls Royce | Fluid flow control apparatus |
SU1009150A1 (en) * | 1980-04-01 | 1996-08-20 | М.В. Барамзин | Adjustable supersonic nozzle of gas-turbine engine |
RU25767U1 (en) * | 2002-04-01 | 2002-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод им. В.Я.Климова" - дочернее предприятие ФГУП "РСК "МиГ" | TURBOJET ENGINE DEFLECTED VECTOR VECTOR |
RU63460U1 (en) * | 2006-11-30 | 2007-05-27 | Открытое акционерное общество "Климов", (ОАО "Климов") | ADJUSTABLE NOZZLE |
RU2484278C1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Adjustable supersonic nozzle of jet turbine engine |
-
2014
- 2014-10-15 RU RU2014141553/06A patent/RU2561804C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3288374A (en) * | 1964-04-24 | 1966-11-29 | Rolls Royce | Fluid flow control apparatus |
SU1009150A1 (en) * | 1980-04-01 | 1996-08-20 | М.В. Барамзин | Adjustable supersonic nozzle of gas-turbine engine |
RU25767U1 (en) * | 2002-04-01 | 2002-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Завод им. В.Я.Климова" - дочернее предприятие ФГУП "РСК "МиГ" | TURBOJET ENGINE DEFLECTED VECTOR VECTOR |
RU63460U1 (en) * | 2006-11-30 | 2007-05-27 | Открытое акционерное общество "Климов", (ОАО "Климов") | ADJUSTABLE NOZZLE |
RU2484278C1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-06-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Adjustable supersonic nozzle of jet turbine engine |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2768648C1 (en) * | 2021-02-24 | 2022-03-24 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
RU2770572C1 (en) * | 2021-02-24 | 2022-04-18 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable nozzle of a turbojet engine |
RU2774568C1 (en) * | 2021-08-18 | 2022-06-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
RU2776002C1 (en) * | 2021-09-23 | 2022-07-12 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Adjustable turbojet nozzle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11434850B2 (en) | Split sleeve hidden door thrust reverser | |
US9227723B2 (en) | Mechanism for variable adjustment of blades for a system of contra-rotating propellers, and a system of contra-rotating propellers comprising at least one such mechanism | |
US9884675B2 (en) | System for changing the pitch of the blades of a propeller | |
RU2747543C1 (en) | Gas turbine engine (variants) | |
US10279889B2 (en) | Device for supplying hydraulic fluid to a ram and mechanism for controlling the pitch of the blades of a turbine engine propeller comprising the ram | |
US9447749B2 (en) | Pivoting blocker door for thrust reverser | |
US11519362B2 (en) | Turbofan comprising a system comprising a screen for closing off the bypass duct | |
RU2667555C1 (en) | Turbomachine propeller blade, in particular of the unducted-type fan engine, the corresponding propeller and turbomachine | |
CA2975133C (en) | Dual turn thrust reverser cascade systems and methods | |
RU2561804C1 (en) | Regulated supersonic nozzle of turbo-jet engine | |
US11242821B2 (en) | Turbofan comprising a system comprising flexible screens for closing off the bypass duct | |
RU2649734C2 (en) | Device and method for controlling pitch of blades | |
US11220978B2 (en) | Turbofan comprising a set of rotatable blades for blocking off the bypass flow duct | |
BR112015020873B1 (en) | VARIABLE PITCH BLADE AND TURBOMACHINE ASSEMBLY | |
US20160169104A1 (en) | Variable bleed valve systems including a stop mechanism with a self-lubricating follower nut assembly | |
US9416733B2 (en) | Sealing device having a sleeve for the passage of a connecting rod of a system for controlling the orientation of the blower blades of a turboprop engine through a partition | |
JP2017100701A (en) | System and method for propeller pitch control | |
JP5057520B2 (en) | Relief device for turbojet engine and turbojet engine equipped with the relief device | |
US10443609B2 (en) | Lever arm device for controlling the pitch of fan blades of a turbine engine having an unducted fan | |
CN103958349A (en) | Actuator for aircraft turbine engine nacelle with notably one-piece annular rear part | |
RU2674232C1 (en) | Aircraft turbojet engine flat nozzle | |
RU2647266C1 (en) | Adjustable supersonic nozzle of turbojet engine | |
RU2462609C1 (en) | Flat nozzle of jet turbine engine | |
US10273016B2 (en) | Nacelle for an airplane turbojet | |
EP3578764B1 (en) | Turbine bearing stack load bypass nut |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |