RU2686535C1 - Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла - Google Patents
Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686535C1 RU2686535C1 RU2018113813A RU2018113813A RU2686535C1 RU 2686535 C1 RU2686535 C1 RU 2686535C1 RU 2018113813 A RU2018113813 A RU 2018113813A RU 2018113813 A RU2018113813 A RU 2018113813A RU 2686535 C1 RU2686535 C1 RU 2686535C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle channel
- section
- supersonic
- channel
- housing
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 10
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 4
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003570 air Substances 0.000 description 22
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 20
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 102000010410 Nogo Proteins Human genes 0.000 description 1
- 108010077641 Nogo Proteins Proteins 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 1
- 239000010865 sewage Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 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
- F02K1/002—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
- F02K1/1207—Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted flaps of one series of flaps hinged at their upstream ends on a fixed structure
-
- 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
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
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)
Abstract
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям плоских многофункциональных выходных устройств для трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла. Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла содержит корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов, сообщенных с каналом третьего контура двигателя. Сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет две вертикальные и нижнюю поперечную стенки, жестко связанные с дозвуковой частью, и верхнюю поворотную стенку с приводным механизмом, шарнирно закрепленную на верхней кромке выходного сечения дозвуковой части корпуса, а обечайки верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов имеют подвижно установленные запорные элементы с приводом для регулирования площади проходного сечения этих каналов. Верхняя поворотная стенка сверхзвуковой части корпуса снабжена шевронами, расположенными на ее выходной кромке, запорный элемент верхнего дополнительного соплового канала выполнен в виде поворотной створки с приводом, шарнирно закрепленной на обечайке верхнего дополнительного соплового канала с возможностью постоянного взаимодействия с верхней поворотной стенкой. Запорный элемент нижнего дополнительного соплового канала выполнен в виде профилированного тела, установленного на внутренней поверхности обечайки нижнего дополнительного соплового канала с возможностью возвратно-поступательного перемещения в осевом направлении и имеющего выпуклую профилированную запорную поверхность, размещенную с возможностью взаимодействия со свободной кромкой нижней поперечной стенки сверхзвуковой части корпуса основного соплового канала. Изобретение позволяет сочетать понижение уровня шума основной струи плоского выходного устройства на взлетном малошумном режиме и низкие значения потерь тяги выходного устройства на сверхзвуковом крейсерском режиме. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям плоских многофункциональных выходных устройств для трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла.
Известно плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла (US 7395657, 2005), содержащее корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов, сообщенных с каналом третьего контура двигателя, причем сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет верхнюю поворотную стенку с приводным механизмом, шарнирно закрепленную на верхней кромке выходного сечения дозвуковой части корпуса, а обечайки верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов имеют подвижно установленные запорные элементы с приводом для регулирования площади проходного сечения этих каналов.
В известном выходном устройстве верхняя поворотная стенка и нижняя поворотная створки располагаются так, чтобы отклонять поток выхлопных газов в восходящем или нисходящем направлении и тем самым, блокировать прямую видимость через сопло горячих частей газотурбинного двигателя и маскировки инфракрасного излучения от выхлопных газов двигателя. При этом в известном выходном устройстве не решена проблема шумоглушения на взлетном режиме полета летательного аппарата. Кроме того, сопловой канал известного устройства обладает повышенным сопротивлением при работе на сверхзвуковом крейсерском режиме полета, что снижает значение коэффициента тяги выходного устройства.
Известно выходное устройство газотурбинного двигателя изменяемого цикла (US 6360528, 2002), содержащее корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием дополнительных сопловых каналов, причем сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет две вертикальные стенки, жестко связанные с дозвуковой частью, и верхнюю и нижнюю поперечные поворотные стенки с приводным механизмом, шарнирно закрепленные на кромках выходного сечения дозвуковой части корпуса, и имеющие шевроны, расположенные на их выходных кромках.
Шевроны на задней кромке поперечных поворотных стенок в известном устройстве предназначены для ускоренного смешения наружного воздуха с потоком выхлопных газов, что снижает уровень слышимого шума струи. Недостатком известного выходного устройства является то, что шевронные кромки поперечных поворотных стенок работают в постоянном режиме независимо от режима работы двигателя и условий полета летательного аппарата. Это снижает эффективность работы двигателя на максимальных сверхзвуковых режимах его работы за счет уменьшения коэффициента тяги выходного устройства двигателя.
Наиболее близким аналогом изобретения является плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла (US 20160326982, 2016), содержащее корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов, сообщенных с каналом третьего контура двигателя, причем сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет две вертикальные и нижнюю поперечную стенки, жестко связанные с дозвуковой частью, и верхнюю поворотную стенку с приводным механизмом, шарнирно закрепленную на верхней кромке выходного сечения дозвуковой части корпуса, а обечайки верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов имеют подвижно установленные запорные элементы с приводом для регулирования площади проходного сечения этих каналов.
В известном выходном устройстве обеспечивается возможность регулирования в процессе работы двигателя величины площади проходного сечения как основного соплового канала, так и дополнительных сопловых каналов, что позволяет оптимизировать тяговые характеристики сопловых каналов выходного устройства на различных режимах работы трехконтурного газотурбинного двигателя. При этом в известном выходном устройстве не решена проблема шумоглушения, т.к. шумовые характеристики выходного устройства на всех режимах работы двигателя, в частности, на взлетном режиме его работы, будут превышать действующие нормативные показатели.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается изобретением, является снижение шумовых характеристик выходного устройства на взлетном режиме работы двигателя.
Технический результат изобретения заключается в интенсификации смешения выхлопной реактивной струи с потоком воздуха третьего контура двигателя на взлетном режиме его работы при сохранении эффективных и тяговых характеристик на сверхзвуковом крейсерском режиме.
Технический результат достигается за счет того, что плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла, содержащее корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов, сообщенных с каналом третьего контура двигателя, причем сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет две вертикальные и нижнюю поперечную стенки, жестко связанные с дозвуковой частью, и верхнюю поворотную стенку с приводным механизмом, шарнирно закрепленную на верхней кромке выходного сечения дозвуковой части корпуса, а обечайки верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов имеют подвижно установленные запорные элементы с приводом для регулирования площади проходного сечения этих каналов. Верхняя поворотная стенка сверхзвуковой части корпуса снабжена шевронами, расположенными на ее выходной кромке, запорный элемент верхнего дополнительного соплового канала выполнен в виде поворотной створки с приводом, шарнирно закрепленной на обечайке верхнего дополнительного соплового канала с возможностью постоянного взаимодействия с верхней поворотной стенкой, а запорный элемент нижнего дополнительного соплового канала выполнен в виде профилированного тела, установленного на внутренней поверхности обечайки нижнего дополнительного соплового канала с возможностью возвратно-поступательного перемещения в осевом направлении и имеющего выпуклую профилированную запорную поверхность, размещенную с возможностью взаимодействия со свободной кромкой нижней поперечной стенки сверхзвуковой части корпуса основного соплового канала.
Приводной механизм верхней поворотной стенки сверхзвуковой части корпуса и привод поворотной створки могут быть синхронизированы между собой.
Существенность отличительных признаков плоского выходного устройства подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет обеспечить достижение технического результата изобретения - интенсификацию смешения выхлопной реактивной струи с потоком воздуха третьего контура двигателя на взлетном режиме его работы при сохранении эффективных и тяговых характеристик на сверхзвуковом крейсерском режиме.
Пример выполнения плоского выходного устройства трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла показан на чертежах, где:
на фиг. 1 изображен общий вид трехконтурного газотурбинного двигателя с плоским выходным устройством;
на фиг. 2 показано плоское выходное устройство, продольный разрез;
на фиг. 3 - поперечное сечение А-А плоского выходного устройства на фиг. 2;
на фиг. 4 - общий вид плоского выходного устройства при работе двигателя на взлетном малошумном режиме;
на фиг. 5 - положение верхней поворотной стенки сверхзвуковой части корпуса и поворотной створки верхнего дополнительного соплового канала при работе двигателя на взлетном малошумном режиме;
на фиг. 6 - общий вид плоского выходного устройства при работе двигателя на сверхзвуковом крейсерском режиме;
на фиг. 7 - положение верхней поворотной стенки сверхзвуковой части корпуса и поворотной створки верхнего дополнительного соплового канала при работе двигателя на сверхзвуковом крейсерском режиме.
Трехконтурный газотурбинный двигатель изменяемого цикла, представленный на фиг.1, содержит двухканальный воздухозаборник 1, двухъярусный вентилятор 2, канал первого контура 3, канал второго контура 4, канал третьего контура 5, газогенератор 6 и плоское выходное устройство 7.
Плоское выходное устройство 7 содержит корпус 8 основного соплового канала 9, состоящий из дозвуковой части 10, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса 8, и сверхзвуковой части 11 с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса 8. Дозвуковая часть 10 корпуса 8 сообщена входным сечением с каналами 3 и 4 первого и второго контура, а выходным сечением А-А, имеющим прямоугольную форму (см. фиг. 1-3), состыкована со сверхзвуковой частью 11.
Сверхзвуковая часть 11 корпуса 8 основного соплового канала 9 имеет две вертикальные стенки 12, нижнюю поперечную стенку 13, жестко связанные с дозвуковой частью 10, и верхнюю поворотную стенку 14 с приводным механизмом 15, шарнирно закрепленную на верхней кромке 16 выходного сечения дозвуковой части 10 корпуса 8. Верхняя поворотная стенка 14 сверхзвуковой части 11 корпуса 8 снабжена шевронами 17 (см. фиг. 4), расположенными на ее выходной кромке. Размеры, количество и угол установки шевронов 17 относительно плоскости верхней поворотной стенки 14 выбираются исходя из условия обеспечения минимального уровня шума струи основного соплового канала 9.
На корпусе 8 основного соплового канала 9 закреплены две обечайки 18 и 19 с образованием верхнего дополнительного соплового канала 20 и нижнего дополнительного соплового канала 21, сообщенных с каналом третьего контура 5. Обечайка 18 верхнего дополнительного соплового канала 20 имеет подвижно установленный запорный элемент для регулирования площади проходного сечения этого канала, выполненный в виде поворотной створки 22 с приводом 23. Поворотная створка 22 шарнирно закреплена на обечайке 18 верхнего дополнительного соплового канала 20 с возможностью постоянного взаимодействия с верхней поворотной стенкой 14.
Дозвуковая часть 10 основного соплового канала 9 выполнена с нерегулируемой площадью критического сечения, что существенно повышает коэффициент тяги выходного устройства за счет устранения утечек в подвижных соединениях в зоне с большим перепадом давления, обеспечивая низкий удельный расход топлива при полете на сверхзвуковом крейсерском режиме. Изменение режима работы двигателя сопровождается изменением площади верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов 20 и 21.
Обечайка 19 нижнего дополнительного соплового канала 21 имеет подвижно установленный запорный элемент, выполненный в виде профилированного тела 24 с приводом 25, установленного на внутренней поверхности обечайки 19 с возможностью возвратно-поступательного перемещения в осевом направлении и имеющего выпуклую профилированную запорную поверхность 26, размещенную с возможностью взаимодействия со свободной кромкой нижней поперечной стенки 13 сверхзвуковой части 11 корпуса 8 основного соплового канала 9.
Приводной механизм 15 верхней поворотной стенки 14 сверхзвуковой части 11 корпуса 8 и привод 23 поворотной створки 22 синхронизированы между собой.
Плоское выходное устройство 7 работает следующим образом. Внутренний контур рассматриваемого двигателя работает по схеме двухконтурного двигателя со смешением потоков. Поток сжатого воздуха А из внутреннего канала двухканального воздухозаборника 1 поступает во внутренний каскад двухъярусного вентилятора 2, далее соответствующие потоки сжатого воздуха В и С поступают в канал первого контура 3 и канал второго контура 4 двигателя, соответственно. Поток сжатого воздуха В из канала первого контура 3 поступает на вход газогенератора 6, на выходе из которого смешивается с потоком воздуха С из канала второго контура 4 и поступает в дозвуковую часть 10 основного соплового канала 9 плоского выходного устройства 7.
Поток сжатого воздуха D из каскада верхнего яруса двухъярусного вентилятора 2 поступает в канал третьего контура 5, имеющий переходный участок (на чертеже не показан), в котором этот канал кольцевого сечения преобразуется в два плоских прямоугольных канала - верхний дополнительный сопловой канал 20 и нижний дополнительный сопловой канал 21. Поток сжатого воздуха D из канала третьего контура 5 на взлетном режиме используется для организации газодинамического акустического экрана основной струи. Проведенные расчетные и экспериментальные исследования показали, что оптимальное значение степени расширения в сопле третьего контура, соответствующее максимальному снижению уровня шума основной струи составляет примерно 1,3. Количество воздуха третьего контура, потребное для эффективного снижения шума струи основного контура составляет 10-20% от объема воздуха основного соплового канала 9.
При изменении режима работы двигателя изменяется общая площадь верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов 20 и 21. Потребные значения общей площади каналов 20 и 21 достигаются за счет осевого перемещения профилированного тела 24 - левая крайняя его позиция соответствует взлетному малошумному режиму с максимальным значением общей площади каналов 20 и 21, а правая крайняя его позиция соответствует крейсерскому сверхзвуковому режиму с минимальным значением общей площади каналов 20 и 21.
На взлетном малошумном режиме работы двигателя профилированное тело 24 (фиг. 4) перемещается в крайнее левое положение, образуя канал для потока воздуха D, являющийся соплом третьего контура, которое образуется между профилированной запорной поверхностью 26 и поверхностью нижней поперечной стенки 13. Весь поток воздуха D третьего контура, поступающий в нижний дополнительный сопловой канал 21, служит для организации акустического экрана струи основного соплового канала 9 по его нижней поверхности.
При работе двигателя на этом режиме верхний дополнительный сопловой канал 20 полностью перекрыт.Взаимное расположение поворотных осей верхней поворотной стенки 14 и поворотной створки 22 выбираются таким образом, чтобы обеспечить присутствие шевронов 17 в потоке F основного соплового канала 9 на взлетном малошумном режиме (фиг. 5). Шевроны 17, расположенные на выходной кромке верхней поворотной стенки 14, выходят за пределы поворотной створки 22 и обеспечивают смешение потока F основного соплового канала 9 с воздухом окружающей среды G для улучшения акустических характеристик выходного устройства на этом режиме.
На сверхзвуковом крейсерском режиме работы двигателя канал третьего контура 5 в основном используется для перепуска пристеночного слоя воздуха из двухканального воздухозаборника 1 в верхний дополнительный сопловой канал 20, снижая тем самым потери полного давления и неравномерность потока на входе в вентилятор 2 и донное сопротивление основного соплового канала 9. Регулируемые элементы наружного каскада двухъярусного вентилятора 2 устанавливаются в положение, обеспечивающие минимальный расход потока воздуха D через канал третьего контура 5 и минимальную степень повышения давления наружного каскада двухъярусного вентилятора 2. В этом случае двигатель работает по схеме близкой к схеме двухконтурного двигателя со смешением потоков, обеспечивая минимальный крейсерский удельный расход топлива.
На сверхзвуковом крейсерском режиме работы двигателя профилированное тело 24 (фиг. 6) перемещается крайнее правое положение, перекрывая нижний дополнительный сопловой канал 21. Взаимное расположение поворотных осей верхней поворотной стенки 14 и поворотной створки 22 выбираются таким образом, чтобы обеспечить отсутствие шевронов 17 в потоке F основного соплового канала 9 на сверхзвуковом крейсерском режиме работы двигателя. При этом шевроны 17 касаются внутренней поверхности поворотной створки 22, образуя щелевидные отверстия 27 (фиг. 7).
Поток воздуха D из верхнего дополнительного соплового канала 20 пропускается через щелевидные отверстия 27, снижая донное сопротивление выходного устройства, обеспечивая при этом канализацию пристеночного слоя воздуха из воздухозаборника и продувку воздухом третьего контура для охлаждения элементов конструкции.
Такое решение позволяет сочетать понижение уровня шума основной струи плоского выходного устройства за счет присутствия шевронов в потоке основного соплового канала на взлетном малошумном режиме и низкие значения потерь тяги выходного устройства на сверхзвуковом крейсерском режиме за счет отсутствия шевронов в потоке основного соплового канала.
Claims (2)
1. Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла, содержащее корпус основного соплового канала, состоящий из дозвуковой части, сужающейся в поперечном сечении полости корпуса, сообщенной входным сечением с каналами первого и второго контура двигателя и имеющей в выходном сечении прямоугольную форму, и сверхзвуковой части с увеличивающейся по потоку газа площадью прямоугольного поперечного сечения полости корпуса, состыкованной с дозвуковой частью в выходном ее сечении, и две обечайки, закрепленные на корпусе основного соплового канала с образованием верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов, сообщенных с каналом третьего контура двигателя, причем сверхзвуковая часть корпуса основного соплового канала имеет две вертикальные и нижнюю поперечную стенки, жестко связанные с дозвуковой частью, и верхнюю поворотную стенку с приводным механизмом, шарнирно закрепленную на верхней кромке выходного сечения дозвуковой части корпуса, а обечайки верхнего и нижнего дополнительных сопловых каналов имеют подвижно установленные запорные элементы с приводом для регулирования площади проходного сечения этих каналов, отличающееся тем, что верхняя поворотная стенка сверхзвуковой части корпуса снабжена шевронами, расположенными на ее выходной кромке, запорный элемент верхнего дополнительного соплового канала выполнен в виде поворотной створки с приводом, шарнирно закрепленной на обечайке верхнего дополнительного соплового канала с возможностью постоянного взаимодействия с верхней поворотной стенкой, а запорный элемент нижнего дополнительного соплового канала выполнен в виде профилированного тела, установленного на внутренней поверхности обечайки нижнего дополнительного соплового канала с возможностью возвратно-поступательного перемещения в осевом направлении и имеющего выпуклую профилированную запорную поверхность, размещенную с возможностью взаимодействия со свободной кромкой нижней поперечной стенки сверхзвуковой части корпуса основного соплового канала.
2. Плоское выходное устройство по п. 1, отличающееся тем, что приводной механизм верхней поворотной стенки сверхзвуковой части корпуса и привод поворотной створки синхронизированы между собой.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018113813A RU2686535C1 (ru) | 2018-04-17 | 2018-04-17 | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018113813A RU2686535C1 (ru) | 2018-04-17 | 2018-04-17 | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686535C1 true RU2686535C1 (ru) | 2019-04-29 |
Family
ID=66430648
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018113813A RU2686535C1 (ru) | 2018-04-17 | 2018-04-17 | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686535C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758875C1 (ru) * | 2020-07-23 | 2021-11-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла |
| RU2758867C1 (ru) * | 2020-07-23 | 2021-11-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла |
| RU2786871C1 (ru) * | 2022-02-17 | 2022-12-26 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла с центральным телом |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4392615A (en) * | 1981-05-11 | 1983-07-12 | United Technologies Corporation | Viol exhaust nozzle with veer flap extension |
| RU2193680C2 (ru) * | 2001-01-03 | 2002-11-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Регулируемое плоское сопло для газотурбинного двигателя |
| RU2575503C2 (ru) * | 2010-05-12 | 2016-02-20 | Снекма | Сопло выброса газов и турбореактивный многоконтурный двигатель |
| US20160326982A1 (en) * | 2015-04-30 | 2016-11-10 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Nozzle for jet engines |
| RU2603945C1 (ru) * | 2015-08-19 | 2016-12-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом |
-
2018
- 2018-04-17 RU RU2018113813A patent/RU2686535C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4392615A (en) * | 1981-05-11 | 1983-07-12 | United Technologies Corporation | Viol exhaust nozzle with veer flap extension |
| RU2193680C2 (ru) * | 2001-01-03 | 2002-11-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Регулируемое плоское сопло для газотурбинного двигателя |
| RU2575503C2 (ru) * | 2010-05-12 | 2016-02-20 | Снекма | Сопло выброса газов и турбореактивный многоконтурный двигатель |
| US20160326982A1 (en) * | 2015-04-30 | 2016-11-10 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Nozzle for jet engines |
| RU2603945C1 (ru) * | 2015-08-19 | 2016-12-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Турбореактивный двигатель с прямоугольным соплом |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758875C1 (ru) * | 2020-07-23 | 2021-11-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла |
| RU2758867C1 (ru) * | 2020-07-23 | 2021-11-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла |
| RU2786871C1 (ru) * | 2022-02-17 | 2022-12-26 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Выходное устройство плоского реактивного сопла с центральным телом |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4501393A (en) | Internally ventilated noise suppressor with large plug nozzle | |
| US8141366B2 (en) | Gas turbine engine with variable area fan nozzle | |
| US3854286A (en) | Variable bypass engines | |
| JP5241215B2 (ja) | 航空機エンジンノズルの流体のパッシブ誘導システムおよび方法 | |
| RU2445489C2 (ru) | Гондола турбореактивного двигателя, снабженная средствами снижения шума, создаваемого этим двигателем | |
| CA2127261C (en) | Exhaust eductor cooling system | |
| US5291672A (en) | Sound suppression mixer | |
| US8973364B2 (en) | Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle | |
| US4175384A (en) | Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine | |
| US2997845A (en) | Jet propulsion nozzle adjustable to give forward and reverse thrusts | |
| US4537026A (en) | Variable area nozzles for turbomachines | |
| US5216878A (en) | Mixed exhaust flow supersonic jet engine and method | |
| JP4855275B2 (ja) | 超音速航空機のターボファンジェットエンジン用の、可変領域を有するコア排気ミキサ | |
| US3060679A (en) | Powerplant | |
| JPS5941017B2 (ja) | 可変サイクルガスタ−ビンエンジン | |
| US2994509A (en) | Variable area turbine nozzle | |
| US3032981A (en) | Noise suppressor and thrust reverser for jet engine nozzles | |
| RU2686535C1 (ru) | Плоское выходное устройство трехконтурного газотурбинного двигателя изменяемого цикла | |
| US5222359A (en) | Nozzle system and method for supersonic jet engine | |
| US3592291A (en) | Method and apparatus for suppressing the noise and augmenting the thrust of a jet engine | |
| US5463866A (en) | Supersonic jet engine installation and method with sound suppressing nozzle | |
| CA1263242A (en) | Gas turbine outlet arrangement | |
| US4052845A (en) | Variable ratio bypass gas turbine engine with flow diverter valve | |
| US3273339A (en) | Propulsion system for high speed vtol aircraft | |
| RU2430256C2 (ru) | Реактивная система двухконтурного турбореактивного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210418 |