RU2776001C1 - Adjustable turbojet nozzle - Google Patents
Adjustable turbojet nozzle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2776001C1 RU2776001C1 RU2021124501A RU2021124501A RU2776001C1 RU 2776001 C1 RU2776001 C1 RU 2776001C1 RU 2021124501 A RU2021124501 A RU 2021124501A RU 2021124501 A RU2021124501 A RU 2021124501A RU 2776001 C1 RU2776001 C1 RU 2776001C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- traverses
- beams
- hull
- flaps
- Prior art date
Links
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 abstract 3
- 210000001503 Joints Anatomy 0.000 abstract 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции регулируемых сопел турбореактивных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine building, namely to the design of adjustable nozzles of turbojet engines.
В качестве наиболее близкого аналога выбрано регулируемое сопло турбореактивного двигателя, включающее корпус, имеющий в выходном сечении прямоугольную форму, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками (патент RU 2674232, 05.12.2018 г.).As the closest analogue, an adjustable nozzle of a turbojet engine was chosen, including a body having a rectangular shape in the outlet section, side walls fixed on the body, subsonic flaps, supersonic flaps hinged on subsonic ones, forming a flow part with controlled critical and outlet sections, a system leaf control (
Недостатком прототипа является значительные габаритные размеры, особенно в поперечном горизонтальном направлении, и недостаточная жесткость элементов конструкции, деформация которых приводит к дополнительным газодинамическим потерям при внешнем обтекании воздуха и протекании газа внутри проточной части регулируемого сопла. Результатом этого являются ощутимые потери эффективной тяги газотурбинного двигателя.The disadvantage of the prototype is significant overall dimensions, especially in the transverse horizontal direction, and insufficient rigidity of the structural elements, the deformation of which leads to additional gas-dynamic losses during external air flow and gas flow inside the flow part of the adjustable nozzle. The result of this is a noticeable loss in the effective thrust of the gas turbine engine.
Техническим результатом, достигаемым заявленным устройством, является снижение потерь при протекании газа внутри проточной части и внешнем обтекании регулируемого сопла за счет увеличения жесткости элементов его конструкции и снижения габаритных размеров с сохранением параметров его регулирования, что увеличивает его КПД и газотурбинного двигателя в целом.The technical result achieved by the claimed device is to reduce losses during the flow of gas inside the flow part and the external flow around the adjustable nozzle by increasing the rigidity of its structural elements and reducing overall dimensions while maintaining its control parameters, which increases its efficiency and the gas turbine engine as a whole.
Указанный технический результат достигается тем, что в известном регулируемом сопле турбореактивного двигателя, содержащем корпус с обечайкой, выполненный с обеспечением перехода от цилиндрической формы в поперечном сечении на входе к прямоугольной форме на выходе, боковые стенки, закрепленные на корпусе, дозвуковые створки, сверхзвуковые створки, шарнирно закрепленные на дозвуковых, образующие проточную часть с управляемыми критическим и выходным сечениями, систему управления створками, соединенную с дозвуковыми створками и сверхзвуковыми створками посредством механизмов управления, согласно предложению сопло снабжено, по меньшей мере, двумя механизмами увеличения жесткости корпуса, двумя горизонтальными и двумя вертикальными силовыми балками, а также шестью траверсами, закрепленными снаружи корпуса по три в верхней и нижней его части,The specified technical result is achieved by the fact that in the known adjustable nozzle of a turbojet engine, containing a body with a shell, made to provide a transition from a cylindrical shape in cross section at the inlet to a rectangular shape at the outlet, side walls fixed on the body, subsonic flaps, supersonic flaps, hinged on subsonic valves, forming a flow part with controlled critical and outlet sections, a flap control system connected to subsonic flaps and supersonic flaps by means of control mechanisms, according to the proposal, the nozzle is equipped with at least two mechanisms for increasing the rigidity of the body, two horizontal and two vertical power beams, as well as six traverses fixed outside the body, three in the upper and lower parts,
при этом механизмы управления установлены на траверсах и шарнирно соединены с последними,at the same time, the control mechanisms are installed on the traverses and are pivotally connected to the latter,
корпус выполнен составным из передней и задней частей и включает в себя последовательно расположенные входной фланец, силовой пояс соединения с самолетом, два внешних поперечных шпангоута, выполненные своим периметром по форме обечайки корпуса, поперечное фланцевое соединение двух частей корпуса, расположенное в его центральной части, три внешних поперечных шпангоута, выполненные по форме обечайки корпуса, и выходной фланец,the hull is made as a composite of the front and rear parts and includes a sequentially located inlet flange, a force belt connection with the aircraft, two external transverse frames made with their perimeter in the shape of the hull shell, a transverse flange connection of the two parts of the hull located in its central part, three external transverse frame, made in the form of a hull shell, and an output flange,
при этом, по меньшей мере, один из шпангоутов выполнен с возможностью контакта с, по меньшей мере, двумя траверсами,at the same time, at least one of the frames is made with the possibility of contact with at least two traverses,
вертикальные и горизонтальные силовые балки закреплены на соответствующих прямолинейных участках выходного фланца посредством подвижных соединений,vertical and horizontal power beams are fixed on the corresponding straight sections of the output flange by means of movable joints,
притом траверсы задней частью закреплены на корпусе посредством горизонтальных силовых балок,moreover, the traverses are fixed on the body with the help of horizontal power beams,
причем каждый механизм увеличения жесткости корпуса включает кронштейн, установленный на поперечном фланцевом соединении двух частей корпуса, и балку, которая своей центральной частью шарнирно закреплена на соответствующей вертикальной силовой балке,and each mechanism for increasing the rigidity of the body includes a bracket mounted on a transverse flange connection of two parts of the body, and a beam, which is hinged with its central part on the corresponding vertical power beam,
при этом один конец каждой из балок соединен с корпусом посредством кронштейна, а другой - с соответствующей боковой стенкой, с возможностью смещения концов балок относительно кронштейна и боковой стенки вдоль продольной оси сопла.wherein one end of each of the beams is connected to the housing by means of a bracket, and the other end is connected to the corresponding side wall, with the possibility of shifting the ends of the beams relative to the bracket and the side wall along the longitudinal axis of the nozzle.
Внешние поперечные шпангоуты могут быть выполнены П-образными в поперечном сечении.External transverse frames can be made U-shaped in cross section.
В местах каждого возможного контакта шпангоута с траверсой на них установлены подпятники.In places of each possible contact of the frame with the traverse, thrust bearings are installed on them.
Общеизвестно, что под действием эксплуатационных нагрузок происходит деформирование элементов регулируемых сопел, в большей степени сопел с плоскими участками, ограничивающими проточную часть. Наиболее значимыми в плане деформаций являются изгибные деформации элементов конструкции, вызванные повышенной температурой и давлением газа внутри проточной части. Накопленная деформация элементов конструкции может составлять десятки миллиметров и приводить к значительному изменению условий внешнего обтекания регулируемого сопла, протекания газа в проточной части и истекания из нее. Минимизация данной деформации элементов сопел является одной из приоритетных задач.It is well known that under the action of operational loads, the elements of adjustable nozzles are deformed, to a greater extent nozzles with flat sections that limit the flow path. The most significant in terms of deformations are bending deformations of structural elements caused by increased temperature and gas pressure inside the flow path. The accumulated deformation of structural elements can be tens of millimeters and lead to a significant change in the conditions of the external flow around the adjustable nozzle, gas flow in the flow path and outflow from it. Minimization of this deformation of nozzle elements is one of the priority tasks.
Также одной из приоритетных задач является обеспечение возможности регулирования критического и выходного сечений сопла, а также отклонением вектора тяги, при минимизации увеличения внешних габаритов регулируемого сопла. Тем более этот вопрос становится актуальным в случае наличия в выходной части регулируемого сопла значительных плоских участков, так как его элементы, ограничивающие эти участки, испытывают значительное воздействие от давления газа внутри них и значительные температурные нагрузки, что требует более значительных усилий со стороны системы управления для их отклонения и удержания в требуемом положении. Это требует создания специальных механизмов вокруг данных элементов и размещения их определенным образом вокруг проточной части.Also, one of the priority tasks is to provide the possibility of regulating the critical and outlet sections of the nozzle, as well as the deviation of the thrust vector, while minimizing the increase in the external dimensions of the adjustable nozzle. Moreover, this issue becomes relevant if there are significant flat sections in the outlet part of the adjustable nozzle, since its elements limiting these sections are significantly affected by the gas pressure inside them and significant temperature loads, which requires more significant efforts on the part of the control system to their deflection and retention in the required position. This requires the creation of special mechanisms around these elements and their placement in a certain way around the flow part.
Снабжение сопла, по меньшей мере, двумя механизмами увеличения жесткости корпуса, двумя горизонтальными и двумя вертикальными силовыми балками, а также шестью траверсами, закрепленными снаружи корпуса по три в верхней и нижней его части, увеличивает изгибную жесткость корпуса, снижая деформации элементов регулируемого сопла от эксплуатационных нагрузок. Также это позволяет разместить силовые элементы системы управления и механизмы управления на корпусе в верхней и нижней его части, что снижает поперечный горизонтальный габаритный размер сопла с сохранением параметров его регулирования. Это снижает сопротивление внешнему обтеканию и лучше сохраняет требуемую форму проточной части, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Supplying the nozzle with at least two mechanisms for increasing the rigidity of the body, two horizontal and two vertical power beams, as well as six traverses fixed outside the body, three in the upper and lower parts, increases the bending rigidity of the body, reducing the deformation of the elements of the adjustable nozzle from operational loads. It also makes it possible to place power elements of the control system and control mechanisms on the housing in its upper and lower parts, which reduces the transverse horizontal overall dimension of the nozzle while maintaining its control parameters. This reduces the resistance to external flow and better retains the required shape of the flow path, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Установка механизмов управления на траверсах и шарнирное соединение их с последними позволяет разместить силовые элементы системы управления и механизмы управления на корпусе в верхней и нижней его части, что снижает поперечный горизонтальный габаритный размер сопла с сохранением параметров его регулирования. Это снижает сопротивление внешнему обтеканию и лучше сохраняет требуемую форму проточной части, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Installation of control mechanisms on traverses and their articulated connection with the latter allows you to place the power elements of the control system and control mechanisms on the body in its upper and lower parts, which reduces the transverse horizontal overall size of the nozzle while maintaining its control parameters. This reduces the resistance to external flow and better retains the required shape of the flow path, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Выполнение корпуса составным из передней и задней частей позволяет обеспечить технологически изготовить его со всеми требуемыми элементами увеличения его жесткости, такими как силовой пояс и внешние поперечные шпангоуты, что увеличивает изгибную жесткость корпуса, снижая перемещения элементов регулируемого сопла от эксплуатационных нагрузок, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.The implementation of the hull as a composite of the front and rear parts makes it possible to technologically manufacture it with all the required elements to increase its rigidity, such as a power belt and external transverse frames, which increases the flexural rigidity of the hull, reducing the displacement of the elements of the adjustable nozzle from operational loads, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine in general.
Выполнение корпуса таким, что он включает в себя последовательно расположенные входной фланец, силовой пояс соединения с самолетом, два внешних поперечных шпангоута, выполненные своим периметром по форме обечайки корпуса, поперечное фланцевое соединение двух частей корпуса, расположенное в его центральной части, три внешних поперечных шпангоута, выполненные по форме обечайки корпуса, и выходной фланец, позволяет увеличить изгибную жесткость корпуса, снижая перемещения элементов регулируемого сопла от эксплуатационных нагрузок, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Execution of the hull in such a way that it includes a sequentially located inlet flange, a power belt of connection with the aircraft, two external transverse frames, made with its perimeter in the shape of the shell of the hull, a transverse flange connection of two parts of the hull located in its central part, three external transverse frames , made according to the shape of the body shell, and the outlet flange, allows you to increase the flexural rigidity of the body, reducing the movement of the adjustable nozzle elements from operational loads, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Выполнение, по меньшей мере, одного из шпангоутов с возможностью контакта с, по меньшей мере, двумя траверсами позволяет уменьшить изменение формы обечайки корпуса и снизить потери потока в проточной части, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.The implementation of at least one of the frames with the possibility of contact with at least two traverses allows to reduce the change in the shape of the body shell and reduce flow losses in the flow path, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Закрепление вертикальных и горизонтальных силовые балок на соответствующих прямолинейных участках выходного фланца посредством подвижных соединений позволяет увеличить жесткость выходного фланца корпуса с сохранением работоспособности конструкции при разных коэффициентах линейного температурного расширения материалов этих деталей и снизить потери потока в проточной части, что увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Fastening of vertical and horizontal power beams on the corresponding straight sections of the outlet flange by means of movable joints makes it possible to increase the rigidity of the outlet flange of the body while maintaining the operability of the structure at different coefficients of linear thermal expansion of the materials of these parts and to reduce flow losses in the flow path, which increases the efficiency of the adjustable nozzle and gas turbine engine generally.
Закрепление траверс задней их частью на корпусе посредством горизонтальных силовых балок увеличивает жесткость системы корпус-траверсы-поперечные балки-корпус и уменьшает изменение формы обечайки корпуса, что снижает потери потока в проточной части, увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Fastening the traverses with their rear part on the body by means of horizontal power beams increases the rigidity of the body-beams-transverse beams-body system and reduces the change in the shape of the body shell, which reduces flow losses in the flow path, increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Включение в каждый механизм увеличения жесткости корпуса кронштейна, установленного на поперечном фланцевом соединении двух частей корпуса, и балки, которая своей центральной частью шарнирно закреплена на соответствующей вертикальной силовой балке, при этом один конец каждой из балок соединен с корпусом посредством кронштейна, а другой - с соответствующей боковой стенкой, с возможностью смещения концов балок относительно кронштейна и боковой стенки вдоль продольной оси сопла, позволяет увеличить жесткость обечайки корпуса с сохранением работоспособности конструкции при разных нагревах в работе и разных коэффициентах линейного температурного расширения материалов этих деталей, что снижает потери потока в проточной части и увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.Inclusion in each mechanism for increasing the rigidity of the body of a bracket mounted on a transverse flange connection of two parts of the body, and a beam, which is hinged with its central part on the corresponding vertical power beam, with one end of each of the beams connected to the body by means of a bracket, and the other - to the corresponding side wall, with the possibility of shifting the ends of the beams relative to the bracket and the side wall along the longitudinal axis of the nozzle, allows you to increase the rigidity of the body shell while maintaining the operability of the structure at different temperatures in operation and different coefficients of linear thermal expansion of the materials of these parts, which reduces flow losses in the flow path and increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Кроме того, выполнение внешних поперечных шпангоутов П-образными в поперечном сечении позволяет обеспечить требуемую жесткость обечайке корпуса, что снижает потери потока в проточной части, увеличивает КПД регулируемого сопла и газотурбинного двигателя в целом.In addition, the implementation of the outer transverse frames U-shaped in cross section allows you to provide the required rigidity of the casing shell, which reduces flow losses in the flow path, increases the efficiency of the adjustable nozzle and the gas turbine engine as a whole.
Подпятники, установленные в местах каждого возможного контакта шпангоута с траверсой, предназначены для уменьшения износа траверс и шпангоутов в местах их контакта.The thrust bearings installed in the places of each possible contact of the frame with the traverse are designed to reduce the wear of the traverses and frames in the places of their contact.
Сущность настоящего изобретения поясняется чертежами.The essence of the present invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 изображен вид сбоку в изометрии на регулируемое сопло турбореактивного двигателя.In FIG. 1 shows an isometric side view of the variable nozzle of a turbojet engine.
Регулируемое реактивное сопло турбореактивного двигателя, содержит последовательно установленные корпус 1, содержащий выходной фланец 2 прямоугольной формы, жестко закрепленные на вертикальных участках фланца 2 по торцам две боковые стенки 3, две дозвуковые створки 4 и две сверхзвуковые створки 5, причем каждая из дозвуковых створок 4 соединена с боковыми стенками 3 посредством шарнирных соединений, дозвуковые створки 4 в свою очередь попарно соединены со сверхзвуковыми створками 5 посредством шарнирных соединений. Дозвуковые створки 4 и сверхзвуковые створки 5 соединены с механизмами управления 6 и могут проворачиваться под их действием (фиг. 1), регулируя тем самым площадь критического и выходного сечений. В частном случае реализации корпус 1 состоит из двух частей. Также сопло содержит две поперечные силовые балки 7, установленные на горизонтальных участках выходного фланца 2, шесть траверс 8, две вертикальные силовые балки 9, установленные на горизонтальных участках выходного фланца 2, и четыре механизма увеличения жесткости корпуса 1. Каждый из последних состоит из кронштейна 10, закрепленного на поперечном фланцевом соединении 11 частей корпуса 1, и балки 12, которая своей центральной частью шарнирно закреплена на соответствующей вертикальной силовой балке 9. Балка 12 одним своим концом соединена с кронштейном 10, а вторым своим концом соединена с соответствующей боковой стенкой 3. Оба соединения выполнены с возможностью относительного перемещения соединяемых деталей вдоль регулируемого сопла и совместности перемещений соединяемых деталей поперек регулируемого сопла. Причем механизмы управления 6 установлены на траверсах 8 посредством шарнирных соединений. Корпус 1 включает в себя последовательно установленные кольцевой входной фланец 13, силовой пояс 14 соединения с самолетом, два поперечных шпангоута 15, поперечный фланец 11 соединения частей корпуса 1, три поперечных шпангоута 16 и выходной фланец 2. В частном случае реализации поперечные шпангоуты 15, 16 выполнены в поперечном сечении П-образными, с возможностью контакта с траверсами 8 и повторяют форму обечайки корпуса 1. В местах возможного контакта на траверсах 8 и шпангоутах 15, 16 жестко закреплены подпятники 17 в виде пластин.The adjustable jet nozzle of a turbojet engine comprises a
Устройство работает следующим образом.The device works as follows.
В процессе работы турбореактивного двигателя изменяются площади критического и выходного сечений сопла, а также направление вектора тяги, за счет поворота дозвуковых створок 4 относительно боковых стенок 3 и изменения положения сверхзвуковых створок 5 под действием механизмов управления 6. При этом в работе от эксплуатационных нагрузок элементы регулируемого сопла подвергаются деформациям, которые реализуются как на элементах, образующих проточную часть, так и на элементах внешнего обвода. Конструктивно данные деформации минимизируются за счет наличия элементов и механизмов увеличения жесткости корпуса 1, а также возможности контакта поперечных шпангоутов 15, 16 с траверсами.During the operation of the turbojet engine, the areas of the critical and outlet sections of the nozzle, as well as the direction of the thrust vector, change due to the rotation of the
Такое выполнение позволяет за счет увеличения жесткости элементов конструкции и оригинальности расположения и соединения силовых элементов корпуса, а также расположения и соединения механизмов управления со створками, снизить потери при внешнем обтекании и внутри проточной части с сохранением параметров регулирования сопла, что увеличивает его КПД и газотурбинного двигателя в целом.This implementation allows, by increasing the rigidity of the structural elements and the originality of the location and connection of the power elements of the body, as well as the location and connection of the control mechanisms with the flaps, to reduce losses in the external flow around and inside the flow path while maintaining the control parameters of the nozzle, which increases its efficiency and gas turbine engine generally.
Claims (11)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2776001C1 true RU2776001C1 (en) | 2022-07-12 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445486C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Flat nozzle of jet turbine engine |
| RU2663441C1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-08-06 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Aircraft turbojet engine flat nozzle |
| CN109322759A (en) * | 2018-12-10 | 2019-02-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | A kind of pressurized strut seat structure |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2445486C1 (en) * | 2010-11-26 | 2012-03-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Flat nozzle of jet turbine engine |
| RU2663441C1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-08-06 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Aircraft turbojet engine flat nozzle |
| CN109322759A (en) * | 2018-12-10 | 2019-02-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | A kind of pressurized strut seat structure |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4720237A (en) | Unison ring actuator assembly | |
| RU2499904C2 (en) | Bypass turbojet nacelle | |
| US4994660A (en) | Axisymmetric vectoring exhaust nozzle | |
| RU2145390C1 (en) | Turbojet-engine thrust reverser with turning doors and deflecting blades coupled with fixed structure | |
| EP3023623B1 (en) | Gas turbine engine with thrust reversal and method of assembling the same | |
| US8161754B2 (en) | Continuously variable flow nozzle assembly | |
| US3367579A (en) | Supersonic convergent-divergent jet exhaust nozzle | |
| US6170255B1 (en) | Turbojet thrust reverser with downstream obstacles | |
| JPH0713497B2 (en) | Biasing device that determines the position of the vectoring exhaust nozzle | |
| US6151885A (en) | Turbojet-engine thrust reverser with internal clamshells | |
| US6948317B2 (en) | Methods and apparatus for flade engine nozzle | |
| RU2776001C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| EP0932755B1 (en) | An axisymmetric vectoring nozzle actuating system having multiple power control circuits | |
| KR19980025049A (en) | Aircraft concentrated / distributed exhaust nozzles powered by gas turbine engine generators | |
| US5437412A (en) | Variable geometry jet engine exhaust nozzle | |
| EP3339166B1 (en) | Aircraft with a variable fuselage surface for boundary layer optimization | |
| US5255510A (en) | Thrust reverser for a high-bypass ratio turbofan engine | |
| RU2773170C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| RU2773171C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| RU2765669C1 (en) | Adjustable turbojet engine nozzle | |
| RU2778420C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| RU2768659C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| RU2768648C1 (en) | Adjustable turbojet nozzle | |
| US20090241550A1 (en) | Gas Turbine Engine Systems Involving Variable Nozzles with Flexible Panels | |
| US4993638A (en) | Thrust vectoring nozzle assembly |