RU2685168C1 - Turbojet engine flat nozzle - Google Patents

Turbojet engine flat nozzle Download PDF

Info

Publication number
RU2685168C1
RU2685168C1 RU2017138855A RU2017138855A RU2685168C1 RU 2685168 C1 RU2685168 C1 RU 2685168C1 RU 2017138855 A RU2017138855 A RU 2017138855A RU 2017138855 A RU2017138855 A RU 2017138855A RU 2685168 C1 RU2685168 C1 RU 2685168C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flaps
supersonic
section
flat nozzle
flap
Prior art date
Application number
RU2017138855A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Павел Никитович Гусев
Александр Валерьевич Демченко
Владимир Михайлович Рыжков
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017138855A priority Critical patent/RU2685168C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2685168C1 publication Critical patent/RU2685168C1/en

Links

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
    • F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
    • F02K1/006—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector within one plane only
    • 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
    • F02K1/1269—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of three series of flaps, the upstream series having its flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure and the internal downstream series having its flaps hinged at their downstream ends on the downstream ends of the flaps of the external downstream series hinged on a fixed structure at their upstream ends

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.SUBSTANCE: invention relates to the field aviation engine-building, namely to design of the turbojet engines flat nozzles. Flat nozzle comprises series-mounted and hingedly connected to each other housing, subsonic and supersonic flaps, as well as external flaps connected to the housing and supersonic flaps, side walls connected to the housing. Section of any of supersonic flaps in place of its connection with subsonic door in cross section is rectangular, smoothly changing in direction of cut of flat nozzle into section made in transverse section of angular shape, formed by two plates connected at ends at blunt angle, which vertex is directed from longitudinal axis of turbojet engine. Section of any of the external flaps located directly above the corresponding supersonic flap repeats the geometric shape of the latter.EFFECT: invention allows reducing thrust losses and improving the reliability of a flat nozzle of a turbojet engine.3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции плоских сопел турбореактивных двигателей (далее ТРД).The invention relates to the field of aviation engine, in particular to the design of flat nozzles of turbojet engines (hereinafter TRD).

В качестве наиболее близкого аналога (прототипа) выбрано плоское сопло ТРД, содержащее последовательно установленные и шарнирно соединенные друг с другом корпус, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, а также внешние створки, соединенные с корпусом и сверхзвуковыми створками, боковые стенки, соединенные с корпусом (RU 2445486 С1).As the closest analogue (prototype) selected flat nozzle TRD, containing consistently installed and pivotally connected to each other body, subsonic flaps and supersonic flaps, as well as external flaps connected to the housing and supersonic flaps, side walls connected to the housing (RU 2445486 C1).

Недостатком прототипа является низкая прочность и жесткость сверхзвуковых створок и боковых стенок корпуса плоского сопла при действии на них давления газа и, как следствие, их значительные деформации. Деформации сверхзвуковых створок приводят к отклонению площади среза плоского сопла от расчетной, что в свою очередь увеличивает потери его тяги. Из-за деформации стенок образуется зазор между ними и створками, в результате чего происходят утечки газа, а, следовательно, также растут потери тяги. Кроме того, низкая прочность и жесткость сверхзвуковых створок и боковых стенок корпуса снижают надежность работы плоского сопла и ТРД в целом.The disadvantage of the prototype is the low strength and rigidity of supersonic flaps and side walls of the flat nozzle body under the action of gas pressure on them and, as a result, their significant deformation. Deformations of supersonic flaps lead to a deviation of the cut-off area of the flat nozzle from the calculated one, which in turn increases the loss of its thrust. Due to the deformation of the walls, a gap is formed between them and the flaps, as a result of which gas leaks occur and, consequently, losses of thrust also increase. In addition, the low strength and rigidity of the supersonic flaps and side walls of the body reduce the reliability of the flat nozzle and the TRD as a whole.

Техническим результатом, достигаемым заявленным устройством, является снижение потерь тяги и повышение надежности работы плоского сопла и ТРД в целом.The technical result achieved by the claimed device is to reduce the loss of thrust and increase the reliability of the flat nozzle and the turbojet engine as a whole.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном плоском сопле ТРД, содержащем последовательно установленные и шарнирно соединенные друг с другом корпус, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, а также внешние створки, соединенные с корпусом и сверхзвуковыми створками, боковые стенки, соединенные с корпусом, согласно настоящему изобретению, участок любой из сверхзвуковых створок в месте соединения ее с дозвуковой створкой в поперечном разрезе выполнен прямоугольной формы, плавно переходящий в направлении среза плоского сопла в участок, выполненный в поперечном разрезе уголковой формы, образованный двумя пластинами, соединенными по торцам под тупым углом, вершина которого направлена от продольной оси турбореактивного двигателя, при этом участок любой из внешних створок, расположенный непосредственно над соответствующей сверхзвуковой створкой, повторяет геометрическую форму последней.This technical result is achieved by the fact that in a known flat nozzle of a turbofan engine, containing a successively installed and pivotally connected to each other case, subsonic flaps and supersonic flaps, as well as external flaps connected to the hull and supersonic flaps, side walls connected to the hull are according to According to the present invention, a section of any of the supersonic flaps at its junction with a subsonic flap in a transverse section is made of a rectangular shape, smoothly moving in the direction of the slice of the pl a cross section of an angular shape formed by two plates connected at the ends at an obtuse angle, the apex of which is directed from the longitudinal axis of the turbojet engine, while the portion of any of the external flaps located directly above the corresponding supersonic flap repeats the geometric shape last.

Наличие участка уголковой формы со стороны среза плоского сопла повышает прочность и жесткость сверхзвуковых створок за счет образованного продольного ребра жесткости, а также уменьшает площадь боковых стенок корпуса, на которую воздействует давление газового потока.The presence of a corner-shaped section on the cut-off side of the flat nozzle increases the strength and rigidity of supersonic flaps due to the formed longitudinal stiffener, and also reduces the area of the side walls of the housing, which is affected by the gas flow pressure.

Выполнение участков сверхзвуковых створок прямоугольной формы в месте соединения их с дозвуковыми позволяет обеспечить надежное соединение указанных створок между собой и избежать в этом месте утечек газа.Performing sections of supersonic rectangular-shaped flaps at the point of their connection with subsonic allows ensuring reliable connection of said flaps to each other and avoiding gas leaks at this point.

Выполнение участка любой из внешних створок, расположенного непосредственно над соответствующей сверхзвуковой створкой, повторяющего геометрическую форму последней также позволяет повысить ее прочность и жесткость за счет образованного продольного ребра жесткости, а также обеспечить минимальное расстояние между ней и смежной сверхзвуковой створкой на срезе плоского сопла, что приводит к снижению потерь эффективной тяги двигателя в результате донного сопротивления (Теория и расчет авиационных двигателей / Под. ред. С.М. Шляхтенко. Учебник для вузов - 2-е изд., перераб. И доп. - М.: Машиностроение, 1987 - 568 с: ил., страница 177).Performing a section of any of the external flaps located directly above the corresponding supersonic flap that repeats the geometric shape of the flap also allows it to increase its strength and rigidity due to the longitudinal stiffener formed, as well as to ensure the minimum distance between it and the adjacent supersonic flap on the flat nozzle section, which leads to reduce the loss of effective engine thrust as a result of bottom resistance (Theory and calculation of aircraft engines / Ed. by SM Shlyakhtenko. Uch bnik for high schools - 2nd ed And extra - M .: Engineering, 1987 - 568:... yl, page 177)..

Преимущественно выполнение упомянутого тупого угла (α) в интервале 110-150°- меньше 110° приведет к недостаточной прочности сверхзвуковой створки, а больше 150° - к значительному росту ее массы.Advantageously, the implementation of the above-mentioned obtuse angle (α) in the range of 110-150 ° - less than 110 ° will lead to insufficient strength of the supersonic flap, and more than 150 ° will lead to a significant increase in its mass.

Преимущественно выполнение максимальной высоты (h) сверхзвуковой створки на срезе плоского сопла не превышающей 20% от ее длины необходимо для плавного изменения формы проточной части сопла с целью недопущения потерь тяги вследствие отрыва потока газа от его поверхности.Advantageously, the maximum height (h) of the supersonic flap on the flat nozzle section not exceeding 20% of its length is necessary for smoothly changing the shape of the nozzle flow section in order to prevent losses of thrust due to separation of the gas flow from its surface.

Сущность настоящего изобретения поясняется фигурами чертежей.The essence of the present invention is illustrated by the figures of the drawings.

На фигуре 1 изображен продольный разрез плоского сопла турбореактивного двигателя.The figure 1 shows a longitudinal section of a flat nozzle of a turbojet engine.

На фигуре 2 изображен разрез А-А.Figure 2 shows a section AA.

На фигуре 3 изображен разрез Б-Б.The figure 3 shows the incision bb.

Плоское сопло ТРД, содержит корпус 1 с боковыми стенками 2, дозвуковые створки 3 и сверхзвуковые створки 4, причем корпус 1, дозвуковые створки 3 и сверхзвуковые створки 4 установлены последовательно и шарнирно соединенные друг с другом. Плоское сопло ТРД также содержит внешние створки 5, соединенные с корпусом 1 и сверхзвуковыми створками 4. При этом участок любой из сверхзвуковых створок 4 в месте соединения ее с дозвуковой створкой 3 в поперечном разрезе выполнен прямоугольной формы, плавно переходящий в направлении среза плоского сопла в участок, выполненный в поперечном разрезе уголковой формы, образованный двумя пластинами 6 и 7, соединенными по торцам под тупым углом, вершина которого направлена от продольной оси турбореактивного двигателя. Кроме того участок любой из внешних створок 5, расположенный непосредственно над соответствующей сверхзвуковой створкой 4, повторяет геометрическую форму последней.Flat nozzle TRD, includes a housing 1 with side walls 2, subsonic flaps 3 and supersonic flaps 4, with the housing 1, subsonic flaps 3 and supersonic flaps 4 are installed in series and pivotally connected to each other. The flat nozzle of TRD also contains external flaps 5 connected to housing 1 and supersonic flaps 4. At the same time, any of the supersonic flaps 4 at the junction with subsonic flap 3 in cross section is rectangular in shape, smoothly turning in the direction of the flat nozzle section to the section , made in the transverse section of the angular form, formed by two plates 6 and 7, connected at the ends at an obtuse angle, the apex of which is directed from the longitudinal axis of the turbojet engine. In addition, the area of any of the outer flaps 5, located directly above the corresponding supersonic flap 4, repeats the geometric shape of the latter.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

При работе ТРД вращением дозвуковых и сверхзвуковых створок 3 и 4 устанавливаются необходимые на заданном режиме работы площадь критического сечения плоского сопла и площадь его среза. Внешние створки 5 обеспечивают обтекание плоского сопла наружным потоком воздуха с минимальными аэродинамическими потерями. При изменении формы поперечного сечения сверхзвуковой створки 4 с прямоугольной на уголковую увеличивается ее прочность и жесткость при изгибе в направлении, перпендикулярном продольной оси симметрии двигателя, что в свою очередь уменьшает ее деформацию и, как следствие, уменьшает отклонение площади среза плоского сопла от расчетной, а значит и потери его тяги. Переход с прямоугольного на уголковое сечение по длине сверхзвуковой створки 4 позволяет при неизменных ширине проточной части и площади среза уменьшить площадь боковых стенок 2, на которые действует давление газового потока, что приводит к снижению нагрузки, действующей на них, а значит и уменьшению их деформаций. Это предотвращает образование зазоров между стенками 2 и створками 3 и 4 плоского сопла и, как следствие, исключает утечки газа в указанные зазоры, а значит и потери тяги вследствие них.When working TRD rotation subsonic and supersonic flaps 3 and 4 are set necessary for a given mode of operation, the area of the critical section of the flat nozzle and the area of its slice. The outer flaps 5 provide for the flow of a flat nozzle around the external air flow with minimal aerodynamic losses. When changing the shape of the cross section of a supersonic sash 4 from rectangular to angular, its strength and bending stiffness increase in the direction perpendicular to the longitudinal axis of symmetry of the engine, which in turn reduces its deformation and, as a result, reduces the deviation of the flat nozzle sectional area from the calculated one, and hence the loss of his thrust. The transition from rectangular to angular section along the length of supersonic flap 4 allows, at constant width of the flow part and the cut area, to reduce the area of the side walls 2 affected by the pressure of the gas flow, which leads to a decrease in the load acting on them, and hence reduce their deformations. This prevents the formation of gaps between the walls 2 and the flaps 3 and 4 of the flat nozzle and, as a result, eliminates gas leaks into the specified gaps, and hence the loss of thrust due to them.

Выполнение участка любой из внешних створок 5, расположенного непосредственно над соответствующей сверхзвуковой створкой 4, повторяющего геометрическую форму последней также позволяет повысить ее прочность и жесткость за счет образованного продольного ребра жесткости, а также обеспечить минимальное расстояние между ней и смежной сверхзвуковой створкой 4 на срезе плоского сопла (размер b на фиг. 3), что приводит к снижению потерь эффективной тяги двигателя в результате донного сопротивления (Теория и расчет авиационных двигателей / Под. ред. С.М. Шляхтенко. Учебник для вузов - 2-е изд., перераб. И доп. - М: Машиностроение, 1987 - 568 с: ил., страница 177). Выполнение тупого угла α (фиг. 3) в диапазоне 110°…150° обеспечивает достаточно высокую прочность и жесткость сверхзвуковой створки 4 без существенного роста массы, а выполнение ее максимальной высоты (размер h на фиг. 3) на срезе сопла не превышающей 20% от ее же длины необходимо для плавного изменения формы проточной части сопла с целью недопущения потерь тяги вследствие отрыва потока газа от его поверхности.Performing a section of any of the outer flaps 5, located directly above the corresponding supersonic flap 4, repeating the geometric shape of the latter, also improves its strength and rigidity by forming a longitudinal stiffener, as well as ensuring the minimum distance between it and the adjacent supersonic flap 4 at the flat nozzle section (size b in Fig. 3), which leads to a decrease in the loss of the effective thrust of the engine as a result of the bottom resistance (Theory and calculation of aircraft engines / Under. p edited by SM Shlyakhtenko, textbook for higher educational institutions - 2nd ed., revised and added - M: Mashinostroenie, 1987 - 568 pp., ill., page 177). Performing an obtuse angle α (Fig. 3) in the range of 110 ° ... 150 ° provides a sufficiently high strength and rigidity of the supersonic flap 4 without significant weight gain, and the execution of its maximum height (size h in Fig. 3) at the nozzle section not exceeding 20% from its length, it is necessary to smoothly change the shape of the nozzle flow section in order to prevent the loss of thrust due to the separation of the gas flow from its surface.

Claims (3)

1. Плоское сопло турбореактивного двигателя, содержащее последовательно установленные и шарнирно соединенные друг с другом корпус, дозвуковые створки и сверхзвуковые створки, а также внешние створки, соединенные с корпусом и сверхзвуковыми створками, боковые стенки, соединенные с корпусом, отличающееся тем, что участок любой из сверхзвуковых створок в месте соединения ее с дозвуковой створкой в поперечном разрезе выполнен прямоугольной формы, плавно переходящий в направлении среза плоского сопла в участок, выполненный в поперечном разрезе уголковой формы, образованный двумя пластинами, соединенными по торцам под тупым углом, вершина которого направлена от продольной оси турбореактивного двигателя, при этом участок любой из внешних створок, расположенный непосредственно над соответствующей сверхзвуковой створкой, повторяет геометрическую форму последней.1. A flat nozzle of a turbojet engine, containing a body mounted in series and pivotally connected to each other, subsonic flaps and supersonic flaps, as well as external flaps connected to the hull and supersonic flaps, side walls connected to the hull, characterized in that any of the supersonic flaps at the junction with a subsonic flap in the transverse section is made of a rectangular shape, smoothly turning in the direction of the flat nozzle section into a section made transversely A corner-shaped cut formed by two plates connected at the ends at an obtuse angle, the apex of which is directed from the longitudinal axis of the turbojet engine, while the portion of any of the external flaps located directly above the corresponding supersonic flap repeats the geometric shape of the latter. 2. Плоское сопло турбореактивного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что упомянутый тупой угол со стороны среза плоского сопла выполнен в интервале 110-150°.2. The flat nozzle of the turbojet engine according to claim 1, characterized in that said obtuse angle from the side of the flat nozzle section is made in the interval 110-150 °. 3. Плоское сопло турбореактивного двигателя по п. 1 или 2, отличающееся тем, что максимальная высота сверхзвуковой створки на срезе сопла не превышает 20% от длины сверхзвуковой створки.3. The flat nozzle of the turbojet engine according to claim 1 or 2, characterized in that the maximum height of the supersonic flap at the nozzle exit does not exceed 20% of the length of the supersonic flap.
RU2017138855A 2017-11-08 2017-11-08 Turbojet engine flat nozzle RU2685168C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017138855A RU2685168C1 (en) 2017-11-08 2017-11-08 Turbojet engine flat nozzle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017138855A RU2685168C1 (en) 2017-11-08 2017-11-08 Turbojet engine flat nozzle

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2685168C1 true RU2685168C1 (en) 2019-04-16

Family

ID=66168416

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017138855A RU2685168C1 (en) 2017-11-08 2017-11-08 Turbojet engine flat nozzle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2685168C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5833139A (en) * 1995-09-06 1998-11-10 United Technologies Corporation Single variable flap exhaust nozzle
US20060053767A1 (en) * 2003-12-01 2006-03-16 Seiner John M Method and device for reducing engine noise
US20060213198A1 (en) * 2005-03-28 2006-09-28 United Technologies Corporation Reduced radar cross section exhaust nozzle assembly
GB2447743A (en) * 2007-03-16 2008-09-24 Gen Electric Aircraft gas turbine engine exhaust nozzle with yaw vectoring vane
RU2445486C1 (en) * 2010-11-26 2012-03-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Flat nozzle of jet turbine engine
RU2535798C1 (en) * 2013-11-14 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Adjustable nozzle of turbojet

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5833139A (en) * 1995-09-06 1998-11-10 United Technologies Corporation Single variable flap exhaust nozzle
US20060053767A1 (en) * 2003-12-01 2006-03-16 Seiner John M Method and device for reducing engine noise
US20060213198A1 (en) * 2005-03-28 2006-09-28 United Technologies Corporation Reduced radar cross section exhaust nozzle assembly
GB2447743A (en) * 2007-03-16 2008-09-24 Gen Electric Aircraft gas turbine engine exhaust nozzle with yaw vectoring vane
RU2445486C1 (en) * 2010-11-26 2012-03-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Flat nozzle of jet turbine engine
RU2535798C1 (en) * 2013-11-14 2014-12-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО УМПО Adjustable nozzle of turbojet

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20190145265A1 (en) Fillet optimization for turbine airfoil
US8746613B2 (en) Jet engine exhaust nozzle and associated system and method of use
EP3305656B1 (en) Wing, flap, and aircraft
CN111727313A (en) Surface-treated zigzag contour line structure
JP2014505830A (en) Wing and platform assembly for supersonic flow
RU2685168C1 (en) Turbojet engine flat nozzle
US6588703B1 (en) Passive aerodynamic sonic boom suppression for supersonic aircraft
EP1630399A2 (en) Vectorable nozzle with sideways pivotable ramp
US9683516B2 (en) Convergent-divergent nozzle for a turbine engine
US11105344B2 (en) Aerofoil
US10309236B2 (en) Subsonic shock strut
US20190248467A1 (en) Aircraft portion with reduced wave drag
Sorenson Grid generation by elliptic partial differential equations for a tri-element Augmentor-Wing airfoil
Henderson et al. An MDOE assessment of nozzle vanes for high bypass ratio jet noise reduction
Maruyama et al. Aerodynamic characteristics of a two-dimensional supersonic biplane, covering its take-off to cruise conditions
US3531940A (en) Yaw control in an aft hood deflector
Gern et al. Structural and aeroelastic modeling of general planform UCAV wings with morphing airfoils
US20170335712A1 (en) Variable area vane having minimized end gap losses
TAYLOR A static investigation of a simultaneous pitch and yaw thrust vectoring 2-D CD nozzle
WO2020221692A1 (en) Leading-edge component for an aircraft
RU2613747C2 (en) Supersonic aircraft
Armenta et al. Revisiting the Transonic Area Rule for Conceptual Aerodynamic Design
Vorob’ev et al. Rotation of the thrust vector of a two-dimensional nozzle by means of displacing the critical surface
Fournier Wind tunnel investigation of a high L/D projectile with grid fin and conventional planar control surfaces
Binder et al. Performance of a thrust-vectoring solution for unmanned air vehicles