RU98107808A - Охлаждаемое сопло - Google Patents

Claims (5)

1. Устройство избирательно охлаждаемых, идущих в продольном направлении и смежных в окружном направлении расходящихся элементов (54, 55) ограничения выхлопного потока (4) горячих газов в расходящемся участке (48) выхлопного сопла (14) газотурбинного двигателя самолета, при этом упомянутое устройство (2) содержит смежные в осевом направлении передний и задний участки (49F и 49А) по меньшей мере одного из ограничительных элементов (54 и 55) выхлопного потока, имеющие соответственно переднюю и заднюю внутренние горячие поверхности (47F и 47А), крепежное средство для крепления заднего участка (49А) к переднему участку (49F) в одном по меньшей мере из двух положений, в первом из которых упомянутые участки отстоят друг от друга с формированием между ними зазора (106), который обеспечивает течение охлаждающего воздуха (102) к задней внутренней горячей поверхности (47А), и во втором из которых эти участки располагаются с плотным примыканием друг к другу, с тем чтобы по существу предотвратить течение охлаждающего воздуха (102) к упомянутой задней внутренней горячей поверхности (47А), отличающееся тем, что крепежное средство представляет собой пальцевый шарнир (110) створки, содержащий первую заднюю корпусную часть (11I), прикрепленную к заднему участку (49А) и имеющую по меньшей мере два задних выступа (11 113А), первую переднюю корпусную часть (112), прикрепленную к переднему участку (49F) и имеющую по меньшей мере два передних выступа (113F), при этом задние и передние выступы (11 113А и 113F) смыкаются и имеют сцентрированные отверстия (116) со съемным первым шарнирным пальцем (119), который проходит через них и по существу перпендикулярен задней внутренней горячей поверхности (47А).

2. Устройство для ограничения выхлопного потока по п. 1, отличающееся тем, что дополнительно содержит поворотное соединение (56) между первым участком (49F) и горловиной (40) сопла (14), при этом упомянутое шарнирное соединение имеет по меньшей мере одну ось (180) вращения, которая поперечна шарнирному пальцу (110) створки.

3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что поворотное соединение (56) содержит второй пальцевый шарнир (183), имеющий заднюю корпусную часть (182), прикрепленную к переднему участку (49F), переднюю корпусную часть (184), прикрепленную к заднему концу (188) сходящегося элемента (50) ограничения выхлопного потока у упомянутой горловины (40), который представляет собой один из большого количества сходящихся элементов (50 и 51), ограничивающих поток (4) горячих выхлопных газов в сходящемся участке (34) выхлопного сопла (14) газотурбинного двигателя самолета, второй шарнирный палец (183), проходящий через отверстия (187) в упомянутых вторых задних и передних корпусных частях.

4. Устройство по п. 3, отличающееся тем, что упомянутые элементы ограничения выхлопного потока включают в себя створки 54 и уплотнения и дополнительно содержат удерживающее средство (120) для обеспечения совместного удержания створок (54) и уплотнений (55), при этом упомянутое удерживающее средство (120) для уплотнений содержит канал (126), имеющий идущие в поперечном направлении стенки (128), установленные на створках (54), удерживающие выступы (130), опирающиеся на уплотнения (55) и расположенные внутри каналов (126) с обеспечением перемещения, установочное средство для обеспечения удерживающих выступов (130) двумя степенями свободы перемещения относительно соответствующей створки внутри соответствующего одного из упомянутых каналов (126).

5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что установочное средство содержит поворотный стержень (140), имеющий направленные противоположно первое и второе поворотные плечи и соответствующие дальние первый и второй концы, каждый из которых поддерживает один из упомянутых удерживающих выступов (130) внутри одного из каналов (126), при этом поворотный стержень (140) установлен с возможностью поворота вокруг оси (141), где упомянутые плечи сходятся на стойке уплотнения.