3(ласс 46f, 3,АВТОРСКОЕ СВИДЕТЕЛЬСТВО HA ИЗОБРЕТЕНИЕ
ОПИСАНИЕ реактивного двигателя - сопла
K авторскому свидетельству С. И. Кошкина, заявленному 25 января
1936 года (спр, о перв. ¹ 185317).
0 выдаче авторского свидетельства опубликовано 31 августа 1936 года.
Предмет изобретения.
В предлагаемом реактивном двигателе - сопле, состоящем из отдельных скрепленных между собою колец, реакция протекающего через сопло пара усиливается реакцией воздуха, проходящего через щели изогнутых каналов, образованных промежутками между кольцами и обращенных выпуклостью в сторону движения сопла.
На чертеже фиг. 1 изображает продольный разрез реактивного двигателя-сопла; фиг. 2 — вид кольца спереди; фиг. 3 — вид его сбоку; фиг. 4— вид спереди прокладки; фиг. 5 †в ее сбоку; фиг. 6 †в сбоку реактивного двигателя-сопла; фиг. 7 — вид его сзади.
Реактивный двигатель.сопла состоит из отдельных колец а, а, а .... а с помещенными между ними прокладками с (фиг. 4, 5), связанными стяжками b (фиг. 6). Промежутки между кольцами выполнены в форме изогнутых каналов f, обращенных своей выпуклостью навстречу движению пара н в сторону движения сопла.
Пар поступает в двигатель-сопло пе стрелке е и, при проходе около щелей изогнутых каналов (, производит засасывание воздуха, который при проходе через каналы оказывает реакцию на сопло, чем усиливает реакцию на последнее протекающего через него пара и сообщает двигателю-соплу поступательное движение навстречу пару.
Реактивный двигатель-сопло, состоящий из отдельных скрепленных между собой колец, отличающийся тем, что, промежутки между кольцами а, а, а ... выполнены в форме изогнутых каналов, обращенных выпуклостью в сторону движения сопла, с целью усиления реакции от протекающего пара реакцией проходящего через щели воздуха.
K авторскому свидетельству С. И. Кошкина № 4966О
Стиг.7
Ф иг. t3
6 Ю С 3
П П 2
Тки.,Печатный Труд, Зак. 295-400
Похожие патенты:
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопловых блоков ракетных и авиационных двигателей
Изобретение относится к воздушно-реактивным двигателям, в частности к эжекторным выходным устройствам воздушно-реактивных двигателей с управляемым вектором тяги
Изобретение относится к выходным устройствам турбореактивных двигателей, конкретно - к соплам, обеспечивающим отклонение вектора тяги двигателя и улучшение характеристик самолетов при взлете и посадке, а также улучшение маневренности в полете
Изобретение относится к изготовлению смесителей потока из композитного материала с керамической матрицей (керамического матричного композита) для двухконтурных газотурбинных авиационных двигателей
Устройство снижения аэроакустических шумов турбореактивного двигателя содержит группу шевронных элементов и полоз, установленный на окружности сопла гондолы турбореактивного двигателя с возможностью поворота вокруг оси указанного сопла. Каждый шевронный элемент соединен с полозом с помощью направляющего элемента, выполненного с возможностью перемещения по полозу при его повороте с обеспечением перемещения указанного шевронного элемента. Два шевронных элемента, последовательно расположенные на окружности сопла, наклоняются по-разному для обеспечения смешения потока, поступающего из турбореактивного двигателя, с окружающим наружным воздухом. Первый шевронный элемент расположен параллельно внутренней стенке сопла, а второй шевронный элемент расположен параллельно внешней стенке сопла. Другое изобретение группы относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей сопло с внутренней и внешней стенками и указанное выше устройство снижения аэроакустических шумов. Группа изобретений позволяет обеспечить снижение аэроакустических шумов турбореактивного двигателя на этапах взлета и посадки, а также уменьшить аэродинамические потери на других этапах его работы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 11 ил.
Реактивный двигатель - сопло
www.findpatent.ru
Выходные устройства должны обеспечивать глушение шума.
Требования: максимальное превращение тепловой (потенциальной энергии) в кинетическую и создание максимального импульса тяги с минимальными потерями на всех режимах; обеспечение эффективного регулирования в соответствии с продолжительными режимами полета; обеспечение регулирование величины и направления вектора тяги в широком диапазоне векторной тяги; эффективное глушение шума.
Системы выпуска предназначены для преобразования потенциальной энергии газового потока в кинетическую, для отвода газов в атмосферу, а также для защиты от нагрева элементов конструкции летательного аппарата, находящихся в зоне расположения двигателя.
Эти системы могут быть дозвуковые или сверхзвуковые, с регулируемым или нерегулируемым реактивным соплом, с форсажной камерой или без нее.
Основной частью системы является выходное устройство, состоящее из выпускной трубы и реактивного насадка. На некоторых типах двигателей имеются системы реверсирования тяги и шумоглушители. Если двигатель размещен в передней части гондолы в передней или средней части фюзеляжа, то между двигателем и реактивным соплом устанавливают удлинительную трубу.
Конструктивно система выпуска состоит из следующих основных элементов (рисунок 2.1): выпускной трубы, внутреннего конуса, стоек, удлинительной трубы, реактивного сопла и тепловой защиты.
Выпускная труба при помощи фланцев крепится к корпусу турбины и выполняется чаще всего в виде усеченного конуса, который в сочетании с внутренним конусом образует слегка расширяющийся канал.
Длина выпускной трубы берется по возможности меньшей: обычно L = (0,9–1,3)D.
Если в системе выпуска имеется удлинительная труба, то диаметр ее нужно подбирать таким, чтобы скорость газов в ней не превышала 150–200 м/сек.
Внутренний конус служит для предотвращения резкого расширения газа за турбиной (для плавного преобразования кольцевого потока на выходе из турбины в сплошной поток за внутренним конусом). Угол у вершины внутреннего конуса α = 35–50°.
Стойки соединяют внутренний конус с выпускной трубой и спрямляют закрученный в рабочем колесе турбины воздушный поток. Если закрутка потока за турбиной значительна, то и стойки имеют закрутку, а также возрастает их ширина и количество.
Если двигатель не имеет форсажа, а число М полета не превышает 1,5–1,7, то площадь реактивного сопла по длине уменьшается. Диаметр D реактивного сопла определяют на основе газодинамического расчета, а длина сопла L = (0,2–0,4)D. При движении газов по реактивному соплу малые потери получаются при угле конусности β = 10–12°.
Элементы конструкции систем выпуска работают в условиях высоких температур и омываются химически активными газами. Температура вытекающих газов достигает 700°С и выше, а при наличии форсажных камер – 1600–1800° С. Давление при этом равно 0,2–0,25 МН/м2. Поэтому элементы систем выпуска изготовляют из жаропрочных сталей ЭИ-402, Я1T, сплавов ЭИ-435 и др. Тепловую изоляцию стенок удлинительной трубы обеспечивают при помощи асбеста или воздушной прослойки, омывающей трубу.
Для уменьшения потерь и получения оптимальных характеристик двигателя необходимо иметь прямые выпускные трубы, так как изогнутые увеличивают потери тяги на выходе. Установка удлинительных труб снижает тягу и повышает вес и расход топлива. Для ТВД считают, что потеря тяги из-за установки удлинительных труб составляет 0,3% на один калибр удлинительной трубы ( 
= l).
Площадь сечения удлинительной трубы выбирают такой же, как и площадь реактивной трубы двигателя без насадки. Применение удлинительных труб усложняет конструкцию самолета. В этом случае требуется постановка дополнительных узлов крепления и обеспечение сохранения допустимых температур вокруг удлинительной трубы.
Необходимую температуру поддерживают при помощи тепловой изоляции горячих поверхностей и охлаждения. Температура элементов конструкции вокруг удлинительной трубы должна быть меньше 140°С на всех режимах полета и при любых атмосферных условиях. В то же время охлаждение не должно приводить к резкому снижению температуры вытекающих газов вдоль трубы, так как это может привести к значительной потере тяги.
Наибольшие трудности при охлаждении удлинительной трубы встречаются при работе двигателя на земле, когда нет обдувки трубы встречным воздухом, и при полете со сверхзвуковыми скоростями, когда возможен нагрев конструкции вследствие торможения воздушного потока. Для снижения температуры удлинительных труб при работе двигателя на месте используют эффект эжекции или разрежение. В первом случае кожух удлинительной трубы выходит за реактивный насадок, во втором – реактивный насадок за пределы кожуха удлинительной трубы.
Удлинительные трубы должны быть прямолинейными и малой длины, чтобы иметь малое гидравлическое сопротивление. Исключение составляют удлинительные трубы ТВД. Так как скорость выхода газов из этих двигателей небольшая, то можно иметь кривые выпускные каналы, но обязательно гладкие.
Выпускные каналы могут влиять на характеристики устойчивости и управляемости из-за того, что оси входа воздуха в двигатель и выхода струи не совпадают, или из-за того, что меняется картина обтекания хвостового оперения вследствие воздействия вытекающих газов. Кроме того, система выпуска не должна влиять на характеристики двигателя при запуске.
Более сложные конструкции представляют собой системы выпуска двигателей для сверхзвуковых летательных аппаратов. С увеличением скорости полета возрастает степень сжатия, вследствие чего при прочих неизменных условиях повышается полное давление за турбиной. На больших скоростях полета перепад давлений в реактивном сопле становится сверхкритическим. Потери удельной тяги становятся заметными, начиная со скорости полета, соответствующей числу М = 1,5–1,6, и быстро возрастают с увеличением числа М.
Поэтому для ТРД, предназначенных для сверхзвуковых летательных аппаратов, необходимо применять не простые расширяющиеся сопла, а сверхзвуковые, что при сверхкритических перепадах давлений и заданном значении температуры газов за турбиной увеличивает удельную тягу и уменьшает расход топлива.
При больших сверхзвуковых скоростях полета выгодно применять сверхзвуковое реактивное сопло с малым уширением, не обеспечивающем на расчетных высоте и скорости полета полного расширения. Это при небольшом падении тяги значительно уменьшает длину и вес сопла, а также диаметр, что существенно снижает сопротивление силовой установки.
Нормальная устойчивая работа сопла на всех режимах полета достигается применением регулируемого сопла, обеспечивающего полное или близкое к полному расширение газа с наименьшими потерями. Для этого необходимо регулировать уширение сопла в соответствии с изменением условий эксплуатации двигателя.
Изменение площади выходного и критического сечений сверхзвукового реактивного сопла может быть получено путем перемещения внутренней иглы, поворотом створок, образующих стенки сопла, перемещением внутренней иглы и поворотом створок, поворотом створок и вдуванием воздуха для изменения площади критического сечения и другими способами.
Применение регулируемых сопел увеличивает вес, усложняет конструкцию и требует использования систем управления.
Часто в системе выпуска устанавливают форсажную камеру, в которой за счет сжигания топлива повышается теплосодержание воздуха, увеличиваются скорость истечения и тяга двигателя.
Основными элементами этой камеры являются диффузор, стабилизатор пламени, собственно камера сгорания, устройство для впрыска и воспламенения топлива и реактивное сопло.
Организация устойчивого горения в форсажной камере возможна только в случае уменьшения скорости воздуха на входе в нее до 120–200 м/сек. С этой целью применяют диффузор. В нем размещают стабилизатор пламени, который создает зоны обратных воздушных потоков, обеспечивающих устойчивое горение. Перед стабилизаторами на специальных топливных коллекторах устанавливают форсунки центробежного типа, равномерно расположенные по периметру стабилизатора и обращенные навстречу набегающему потоку. Число форсунок берется большим (до 200 шт).
Уменьшение скорости потока только одним диффузором нецелесообразно, так как увеличиваются габариты самого диффузора. Форсажная камера имеет регулируемое сопло (дозвуковое или сверхзвуковое). Створки сопла раскрываются при включении форсажа и закрываются при включении. Открытие должно быть достаточно быстрым для предотвращения повышения температуры газов за турбиной и перегрева лопаток. Закрытие рекомендуется производить медленнее. Управление створками и подачу топлива необходимо сблокировать для прекращения подачи топлива при отказе системы управления створками.
Все элементы форсажной камеры изготовляют из жаропрочных материалов. Наружные поверхности охлаждают воздухом, а внутренние покрывают специальной эмалью.
poznayka.org
1) Av. Rückstoßdüse, Strahlrohr, Triebwerkdüse, Vortriebsdüse
2) eng. Strahldüse
3) artil. Abdampfdüse, Abgasdüse
4) aerodyn. Feuerdüse, Reaktionsschubdüse, Schubdüse
Универсальный русско-немецкий словарь. Академик.ру. 2011.
СОПЛО — элемент реактивного двигателя в виде воронкообразной насадки для выброса газовой струи … Энциклопедия вооружений
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
Реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*, достигается высокоэффективная работа расположенных перед ним… … Энциклопедия техники
Охлаждение двигателя — газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в маслосистеме, и опора с подшипниками. Для регулирования… … Энциклопедия техники
охлаждение двигателя — Охлаждаемые турбинные лопатки. охлаждение двигателя газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в… … Энциклопедия «Авиация»
охлаждение двигателя — Охлаждаемые турбинные лопатки. охлаждение двигателя газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в… … Энциклопедия «Авиация»
КЛАСС ГОЛОВОНОГИЕ (CEPHALOPODA) — Головоногие самые необычные, крупные, хищные и самые совершенные из моллюсков. Головоногие достигли высокой степени развития. Это своего рода приматы среди беспозвоночных обитателей моря. Внешне, на первый взгляд, головоногие… … Биологическая энциклопедия
ЗАРИД — 1) 3. взрывчатого веществ а заранее рассчитанное по массе и форме размещения кол во ВВ, уложенное в зарядную камеру (шпур, скважину и т. п.) и подготовл. к взрыву. Осн. формы 3. сосредоточ. (сферич., кубич. либо близкие к ним) и удлинённые… … Большой энциклопедический политехнический словарь
universal_ru_de.academic.ru
Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и предназначено для использования в ракетных двигателях реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя твердого топлива содержит дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала. Кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии от критического сечения сопла, равном 0,1...0,3 диаметра критического сечения сопла. Минимальный внутренний диаметр втулки равен 0,85...0,98 диаметра сопла в месте установки кольцевого уступа. Торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла. Изобретение позволяет уменьшить воздействие конденсированной фазы в продуктах сгорания на направляющую реактивного снаряда. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и предназначено для использования в ракетных двигателях реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.
Повышение эффективности функционирования ракетных двигателей неразрывно связано с совершенствованием их сопел.
Известно сопло ракетного двигателя, конструкция которого включает дозвуковую часть, сверхзвуковую часть в вкладыш в области критического сечения, обеспечивающее высокую эффективность функционирования РДТТ (см., например, сопло РДТТ космического аппарата «Спейс шаттл»; И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М., Машиностроение, 1989 г., рис.6.8, стр.137).
Задачей данного технического решения явилась разработка конструкции сопла с высокой эффективностью (минимизация потерь, обеспечение надежности работы и т.д.).
Общими признаками с предлагаемым соплом является наличие в нем дозвуковой части, сверхзвуковой части и вкладыша в области критического сечения.
Однако приведенная конструкция сопла оказывается недостаточно эффективной при использовании в современных РДТТ с топливами с высоким содержанием алюминия реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих.
Продукты сгорания таких топлив содержат большое количество (до 40 массовых процентов) конденсированной фазы, которая при движении реактивного снаряда по направляющей осаждается на внутренней поверхности направляющей, а также вызывает интенсивное разрушение (ввиду высоких скоростей движения) элементов пусковых установок, например контактных групп.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является сопло, содержащее дозвуковую и сверхзвуковую части, вкладыш в области критического сечения и кольцевой уступ в дозвуковой части сопла, выгорающий в течение работы РДТТ (см. патент США №3320142, кл. 239-265.15, опубл. в 1972 г.), принятое за прототип.
Как видно из этого технического решения, в сопле установлен кольцевой уступ, задерживающий определенное количество частиц конденсированной фазы.
Принятое за прототип сопло функционирует следующим образом. После зажигания заряда частицы конденсированной фазы вместе с газовым потоком движутся по соплу. При обтекании кольцевого уступа газовым потоком частицы оседают на его поверхности вследствие своей инерционности, чем снижается количество частиц, истекающих из РДТТ, взаимодействующих с направляющей при движении реактивного снаряда в направляющей. Однако при создании РДТТ с современными высоко энергетическими топливами с высоким содержанием алюминия, а соответственно и конденсированной фазы, была установлена низкая эффективность данного технического решения, что обусловлено незакономерностью процесса осаждения частиц.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции сопла с устройством для снижения содержания конденсированной фазы в продуктах сгорания в начальный период работы РДТТ при движении реактивного снаряда по направляющей.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в сопле дозвуковой и сверхзвуковой частей, вкладыша в критическом сечении сопла и кольцевого уступа.
В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами сопле кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, где dкр - диаметр критического сечения сопла, dc - диаметр сопла в месте установки кольцевого уступа.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения явилась разработка сопла с уменьшенным воздействием конденсированной фазы в продуктах сгорания на направляющую.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном сопле, содержащем дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, особенность заключается в том, что в нем кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:
- выполнения кольцевого уступа в виде осесимметричной втулки с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc обеспечить формирование струи продуктов сгорания, истекающей из сопла, с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи с диаметром, равным диаметру втулки, чем резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую. При увеличении минимального внутреннего диаметра свыше 0,98 dc обеспечить формирование струи продуктов сгорания, истекающей из сопла, с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи с диаметром, равным диаметру втулки, чем резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую. При увеличении минимального внутреннего диаметра свыше 0,98 dc достигаемый эффект снижается вследствие движения периферийных частиц вдоль образующей сверхзвуковой части сопла. При уменьшении указанного диаметра, менее 0,85 dc, существенно увеличивается давление в РДТТ, превосходя допустимые значения;
- размещения втулки на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла обеспечить минимизацию газодинамических потерь и теплового воздействия газового потока на стенку сопла на участке газового тракта, ограниченного сечениями, проходящими через критическое сечение и отверстие втулки. При уменьшении указанного расстояния, менее 0,1 dкр, увеличиваются газодинамические потери и давление в РДТТ за счет практически скачкообразного в этом случае изменения проходного сечения канала. При увеличении указанного расстояния свыше 0,3 dkp на рассматриваемом участке газового тракта в области, прилегающей к стенке сопла, образуется рециркуляционная зона, что приводит к увеличению локального коэффициента теплоотдачи в несколько раз и нарушению расчетного режима функционирования вкладыша и теплозащитного покрытия;
- выполнение торцевой поверхности втулки, обращенной к критическому сечению сопла, содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, обеспечить формирование вихревого течения продуктов сгорания в области перехода цилиндрического участка к участку, перпендикулярному оси сопла, с резкой интенсификацией теплообмена, что обеспечивает сгорание втулки за время движения реактивного снаряда по направляющей (0,3-0,5 сек).
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизны".
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".
Сущность изобретения заключается в том, что в сопле, содержащем дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, согласно изобретению кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображено предлагаемое сопло с частичным вырезом.
Предлагаемое сопло содержит дозвуковую часть 1, сверхзвуковую часть 2, вкладыш в критическом сечении 3, кольцевой уступ 4
Кольцевой уступ 4 выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла 2 на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Предложенное сопло функционирует следующим образом.
При истечении продуктов сгорания из дозвуковой области сопла 1 поток обтекает вкладыш 3, кольцевой уступ 4 и сверзвуковую часть сопла 2. При прохождении потоком отверстия кольцевого уступа 4, меньшего диаметра критического сечения вкладыша 3, формируется струя с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи («жгут» конденсированных частиц), при этом газовая фаза двухфазного потока продуктов сгорания обтекает сверхзвуковую часть сопла 2, создавая реактивную тягу и обеспечивая движение реактивного снаряда. В силу высокой инерционности конденсированных частиц направление их движения вдоль оси сохраняется в течение всего времени движения реактивного снаряда по направляющей, тем самым резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую и контактную группу, расположенную на направляющей. После схода снаряда с направляющей и сгорания втулки 4 двухфазный поток занимает всю сверхзвуковую часть сопла 2, и сопло функционирует, создавая расчетное значение реактивной силы.
Выполнение сопла в соответствии с изобретением позволило снизить в 7...9 раз массу конденсированных частиц, осаждающихся на направляющей, исключить теплоэрозионное разрушение элементов контактных групп и обеспечить тем самым функционирование пусковых установок при многократных пусках реактивных снарядов.
Изобретение может быть использовано при разработке сопел ракетных двигателей твердого топлива для ракет различных классов, в том числе сопел ракетных двигателей снарядов систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями реактивных снарядов с соплами, выполненными в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания реактивных снарядов с соплами, выполненными в соответствии с изобретением, намечено серийное производство.
Сопло ракетного двигателя твердого топлива, содержащее дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, отличающееся тем, что в нем кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1÷0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85÷0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, где dкр - диаметр критического сечения сопла, dc - диаметр сопла в месте установки кольцевого уступа.
www.findpatent.ru
СОПЛО — элемент реактивного двигателя в виде воронкообразной насадки для выброса газовой струи … Энциклопедия вооружений
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
реактивное сопло — Схемы регулируемых реактивных сопел. реактивное сопло выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*… … Энциклопедия «Авиация»
Реактивное сопло — выходной канал реактивного двигателя, в котором происходит преобразование потенциальной энергии газа в его кинетическую энергию. Путём регулирования минимальной площади Р. с. F*, достигается высокоэффективная работа расположенных перед ним… … Энциклопедия техники
Охлаждение двигателя — газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в маслосистеме, и опора с подшипниками. Для регулирования… … Энциклопедия техники
охлаждение двигателя — Охлаждаемые турбинные лопатки. охлаждение двигателя газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в… … Энциклопедия «Авиация»
охлаждение двигателя — Охлаждаемые турбинные лопатки. охлаждение двигателя газотурбинного защищает от перегрева основную камеру сгорания, турбину, затурбинное устройство, форсажную камеру сгорания и реактивное сопло. Охлаждаются также масло, циркулирующее в… … Энциклопедия «Авиация»
КЛАСС ГОЛОВОНОГИЕ (CEPHALOPODA) — Головоногие самые необычные, крупные, хищные и самые совершенные из моллюсков. Головоногие достигли высокой степени развития. Это своего рода приматы среди беспозвоночных обитателей моря. Внешне, на первый взгляд, головоногие… … Биологическая энциклопедия
ЗАРИД — 1) 3. взрывчатого веществ а заранее рассчитанное по массе и форме размещения кол во ВВ, уложенное в зарядную камеру (шпур, скважину и т. п.) и подготовл. к взрыву. Осн. формы 3. сосредоточ. (сферич., кубич. либо близкие к ним) и удлинённые… … Большой энциклопедический политехнический словарь
translate.academic.ru
Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива и предназначено для использования в ракетных двигателях реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя твердого топлива содержит дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала. Кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии от критического сечения сопла, равном 0,1...0,3 диаметра критического сечения сопла. Минимальный внутренний диаметр втулки равен 0,85...0,98 диаметра сопла в месте установки кольцевого уступа. Торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла. Изобретение позволяет уменьшить воздействие конденсированной фазы в продуктах сгорания на направляющую реактивного снаряда. 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), и предназначено для использования в ракетных двигателях реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих, в том числе реактивных снарядов систем залпового огня.
Повышение эффективности функционирования ракетных двигателей неразрывно связано с совершенствованием их сопел.
Известно сопло ракетного двигателя, конструкция которого включает дозвуковую часть, сверхзвуковую часть в вкладыш в области критического сечения, обеспечивающее высокую эффективность функционирования РДТТ (см., например, сопло РДТТ космического аппарата «Спейс шаттл»; И.Х.Фахрутдинов, А.В.Котельников. Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. - М., Машиностроение, 1989 г., рис.6.8, стр.137).
Задачей данного технического решения явилась разработка конструкции сопла с высокой эффективностью (минимизация потерь, обеспечение надежности работы и т.д.).
Общими признаками с предлагаемым соплом является наличие в нем дозвуковой части, сверхзвуковой части и вкладыша в области критического сечения.
Однако приведенная конструкция сопла оказывается недостаточно эффективной при использовании в современных РДТТ с топливами с высоким содержанием алюминия реактивных снарядов, запускаемых из трубчатых направляющих.
Продукты сгорания таких топлив содержат большое количество (до 40 массовых процентов) конденсированной фазы, которая при движении реактивного снаряда по направляющей осаждается на внутренней поверхности направляющей, а также вызывает интенсивное разрушение (ввиду высоких скоростей движения) элементов пусковых установок, например контактных групп.
Наиболее близкой по технической сути и достигаемому результату является сопло, содержащее дозвуковую и сверхзвуковую части, вкладыш в области критического сечения и кольцевой уступ в дозвуковой части сопла, выгорающий в течение работы РДТТ (см. патент США №3320142, кл. 239-265.15, опубл. в 1972 г.), принятое за прототип.
Как видно из этого технического решения, в сопле установлен кольцевой уступ, задерживающий определенное количество частиц конденсированной фазы.
Принятое за прототип сопло функционирует следующим образом. После зажигания заряда частицы конденсированной фазы вместе с газовым потоком движутся по соплу. При обтекании кольцевого уступа газовым потоком частицы оседают на его поверхности вследствие своей инерционности, чем снижается количество частиц, истекающих из РДТТ, взаимодействующих с направляющей при движении реактивного снаряда в направляющей. Однако при создании РДТТ с современными высоко энергетическими топливами с высоким содержанием алюминия, а соответственно и конденсированной фазы, была установлена низкая эффективность данного технического решения, что обусловлено незакономерностью процесса осаждения частиц.
Таким образом, задачей данного технического решения (прототипа) являлось создание конструкции сопла с устройством для снижения содержания конденсированной фазы в продуктах сгорания в начальный период работы РДТТ при движении реактивного снаряда по направляющей.
Общими признаками с предлагаемым авторами устройством является наличие в сопле дозвуковой и сверхзвуковой частей, вкладыша в критическом сечении сопла и кольцевого уступа.
В отличие от прототипа, в предлагаемом авторами сопле кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, где dкр - диаметр критического сечения сопла, dc - диаметр сопла в месте установки кольцевого уступа.
Именно это позволяет сделать вывод о наличии причинно-следственной связи между совокупностью существенных признаков заявляемого технического решения и достигаемым техническим результатом.
Указанные признаки, отличительные от прототипа и на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны, во всех случаях достаточны.
Задачей предлагаемого изобретения явилась разработка сопла с уменьшенным воздействием конденсированной фазы в продуктах сгорания на направляющую.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в известном сопле, содержащем дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, особенность заключается в том, что в нем кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Новая совокупность конструктивных элементов, а также наличие связей между ними позволяют, в частности, за счет:
- выполнения кольцевого уступа в виде осесимметричной втулки с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc обеспечить формирование струи продуктов сгорания, истекающей из сопла, с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи с диаметром, равным диаметру втулки, чем резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую. При увеличении минимального внутреннего диаметра свыше 0,98 d c обеспечить формирование струи продуктов сгорания, истекающей из сопла, с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи с диаметром, равным диаметру втулки, чем резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую. При увеличении минимального внутреннего диаметра свыше 0,98 dc достигаемый эффект снижается вследствие движения периферийных частиц вдоль образующей сверхзвуковой части сопла. При уменьшении указанного диаметра, менее 0,85 dc , существенно увеличивается давление в РДТТ, превосходя допустимые значения;
- размещения втулки на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла обеспечить минимизацию газодинамических потерь и теплового воздействия газового потока на стенку сопла на участке газового тракта, ограниченного сечениями, проходящими через критическое сечение и отверстие втулки. При уменьшении указанного расстояния, менее 0,1 dкр, увеличиваются газодинамические потери и давление в РДТТ за счет практически скачкообразного в этом случае изменения проходного сечения канала. При увеличении указанного расстояния свыше 0,3 dkp на рассматриваемом участке газового тракта в области, прилегающей к стенке сопла, образуется рециркуляционная зона, что приводит к увеличению локального коэффициента теплоотдачи в несколько раз и нарушению расчетного режима функционирования вкладыша и теплозащитного покрытия;
- выполнение торцевой поверхности втулки, обращенной к критическому сечению сопла, содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, обеспечить формирование вихревого течения продуктов сгорания в области перехода цилиндрического участка к участку, перпендикулярному оси сопла, с резкой интенсификацией теплообмена, что обеспечивает сгорание втулки за время движения реактивного снаряда по направляющей (0,3-0,5 сек).
Признаки, отличающие предлагаемое техническое решение от прототипа, не выявлены в других технических решениях и не известны из уровня техники в процессе проведения патентных исследований, что позволяет сделать вывод о соответствии изобретения критерию "новизны".
Исследуя уровень техники в ходе проведения патентного поиска по всем видам сведений, доступных в странах бывшего СССР и зарубежных странах, обнаружено, что предлагаемое техническое решение явным образом не следует из известного уровня техники, следовательно, можно сделать вывод о соответствии критерию "изобретательский уровень".
Сущность изобретения заключается в том, что в сопле, содержащем дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, согласно изобретению кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)d c, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Сущность изобретения поясняется чертежом, где изображено предлагаемое сопло с частичным вырезом.
Предлагаемое сопло содержит дозвуковую часть 1, сверхзвуковую часть 2, вкладыш в критическом сечении 3, кольцевой уступ 4
Кольцевой уступ 4 выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла 2 на расстоянии (0,1...0,3)dкр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85...0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла.
Предложенное сопло функционирует следующим образом.
При истечении продуктов сгорания из дозвуковой области сопла 1 поток обтекает вкладыш 3, кольцевой уступ 4 и сверзвуковую часть сопла 2. При прохождении потоком отверстия кольцевого уступа 4, меньшего диаметра критического сечения вкладыша 3, формируется струя с максимальной концентрацией конденсированных частиц в области, прилегающей к оси струи («жгут» конденсированных частиц), при этом газовая фаза двухфазного потока продуктов сгорания обтекает сверхзвуковую часть сопла 2, создавая реактивную тягу и обеспечивая движение реактивного снаряда. В силу высокой инерционности конденсированных частиц направление их движения вдоль оси сохраняется в течение всего времени движения реактивного снаряда по направляющей, тем самым резко снижается воздействие конденсированной фазы на направляющую и контактную группу, расположенную на направляющей. После схода снаряда с направляющей и сгорания втулки 4 двухфазный поток занимает всю сверхзвуковую часть сопла 2, и сопло функционирует, создавая расчетное значение реактивной силы.
Выполнение сопла в соответствии с изобретением позволило снизить в 7...9 раз массу конденсированных частиц, осаждающихся на направляющей, исключить теплоэрозионное разрушение элементов контактных групп и обеспечить тем самым функционирование пусковых установок при многократных пусках реактивных снарядов.
Изобретение может быть использовано при разработке сопел ракетных двигателей твердого топлива для ракет различных классов, в том числе сопел ракетных двигателей снарядов систем залпового огня.
Указанный положительный эффект подтвержден летными испытаниями реактивных снарядов с соплами, выполненными в соответствии с изобретением.
В настоящее время разработана конструкторская документация, проведены летные испытания реактивных снарядов с соплами, выполненными в соответствии с изобретением, намечено серийное производство.
Сопло ракетного двигателя твердого топлива, содержащее дозвуковую часть, сверхзвуковую часть, вкладыш в критическом сечении сопла и кольцевой уступ из сгорающего материала, отличающееся тем, что в нем кольцевой уступ выполнен в виде осесимметричной втулки, размещенной на сверхзвуковой части сопла на расстоянии (0,1÷0,3)d кр от критического сечения сопла, с минимальным внутренним диаметром, равным (0,85÷0,98)dc, а торцевая поверхность втулки, обращенная к критическому сечению сопла, выполнена содержащей цилиндрический участок и участок, перпендикулярный оси сопла, где dкр - диаметр критического сечения сопла, d c - диаметр сопла в месте установки кольцевого уступа.
www.freepatent.ru
Выходное двухмерное сопло воздушно-реактивного двигателя содержит корпус с боковыми и горизонтальными стенками. Верхняя и нижняя горизонтальные стенки снабжены сквозными окнами, закрывающимися сверху створками сопла, а изнутри сопла - шторками. Створки сопла выполнены селективно перемещающимися вокруг поперечной оси, а шторки выполнены селективно перемещающимися вдоль продольной оси и вокруг поперечной оси сопла. Центральное тело сопла - плоское симметричное составное, передняя часть центрального тела - изменяемой геометрии, задняя - жесткая. Обе части центрального тела сопла соединены с поперечной перегородкой, которая связана с приводом для поворота вокруг поперечной оси посредством кронштейна пирамидальной формы. Внутри кронштейна размещен привод, предназначенный для изменения формы центрального тела. Изобретение позволяет более эффективно обеспечивать снижение уровня шума для гражданских самолетов на режимах взлета, набора высоты и посадки и улучшить маневренность самолета в полете. 5 ил.
Изобретение относится к области авиации и, в частности, к соплам воздушно-реактивных двигателей.
К двигателям как военной, так и гражданской авиации предъявляются требования по уровню удельных параметров - удельных расхода топлива, тяги, массы, а также специальные требования по обеспечению возможности взлета и посадки на более короткой взлетно-посадочной полосе, управляемости в полете путем отклонения вектора тяги и дополнительные требования в гражданской авиации - по обеспечению низкого уровня шума на режимах взлета, набора высоты и посадки. Известны двигатели, в которых для уменьшения уровня шума используется подмешивание через щели воздуха из окружающей среды в выходящие из сопла газы, а укороченные взлет и пробег при посадке самолета осуществляются за счет отклонения вектора тяги и реверса тяги (см. патент США 3837579, МКИ F 02 K 1/12, НКИ FIJ, заявл. 9.07.73 г., опубл. 9.07.76 г.; патент Франции 1479351, МКИ F 02 K, заявл. 15.03.66 г., опубл. 28.03.67 г.). Такого типа устройства малоэффективны для уменьшения уровня шума, так как забор воздуха из окружающей среды производится из пограничного слоя, то есть практически без использования скоростного напора. Получение более короткого взлета или более короткого пробега при посадке, как выполнено в известном сопле, не обеспечивает высокой надежности из-за сложной кинематической схемы, которая требует сложной системы управления и значительного увеличения габаритов и веса сопла. Наиболее близким по своей технической сущности к предлагаемому относится выходное двухмерное сопло, описанное в патенте США 4241876, МКИ В 64 С 15/06, НКИ 239-265.27, заявл. 22.03.79 г., опубл. 30.12.80 г. Известное двухмерное сопло для воздушно-реактивного двигателя содержит прямоугольный корпус с боковыми вертикальными и верхней и нижней горизонтальными стенками, верхняя и нижняя стенки снабжены сквозными окнами, над которыми размещены створки, селективно перемещающиеся между закрытым и открытым положениями окон, створки шарнирно-рычажными механизмами соединены с приводными валами и с приводом для их перемещения, центральное тело плоское симметричное составное, передняя часть выполнена в виде шарнирно соединенного многозвенника с приводом для изменения его геометрии, задняя хвостовая часть выполнена в виде жесткого аэродинамического профиля, связанного с приводным валом и с приводом для ее поворота вокруг поперечной оси. Однако в известном сопле выполнение функций по перемещению створок и изменению геометрии центрального тела сопла объединены единым исполнительным механизмом, что не позволяет изменять форму центрального тела независимо от положения створок, а следовательно, и не позволяет более эффективно использовать заложенные в конструкцию возможности для улучшения параметров рабочего процесса двигателя и, в частности, для снижения уровня шума на взлетном режиме. Менее эффективным является также и создание вертикальной составляющей вектора тяги задней хвостовой частью центрального тела. Задачей изобретения является снижение уровня шума на режимах взлета, набора высоты и посадки, обеспечение коротких взлетов и посадки, улучшение управляемости самолета в полете и многофункциональности элементов сопла и в результате уменьшение его массы и габаритов. Указанный технический результат достигается тем, что выходное двухмерное сопло воздушно-реактивного двигателя, содержащее прямоугольный корпус с боковыми вертикальными и верхней и нижней горизонтальными стенками, верхняя и нижняя стенки снабжены сквозными окнами, над которыми размещены створки, селективно перемещающиеся между закрытым и открытым положениями окон, створки шарнирно-рычажными механизмами соединены с приводными валами и с приводом для их перемещения, центральное тело плоское симметричное составное, передняя часть выполнена в виде шарнирно соединенного многозвенника с приводом для изменения его геометрии, задняя хвостовая часть выполнена в виде жесткого аэродинамического профиля, связанного с приводным валом и с приводом для ее поворота вокруг поперечной оси, в углах, образованных пересечением боковых и верхней и нижней стенок, закреплены направляющие, в которые установлены ролики с возможностью их перемещения вдоль продольной оси сопла, с внутренней стороны верхней и нижней стенок в плоскости размещения осей роликов установлены шторки, перекрывающие сквозные окна и передним концом соединенные с роликами с возможностью поворота шторок относительно осей роликов к центру сопла, на внутренней стороне каждой шторки ближе к задней ее части расположены параллельно друг другу, разнесенные по ширине шторки, две проушины с кулачковым пазом в каждой, в каждый паз входит палец, посредством рычага шарнирно соединенный с осью приводного вала перемещения створок, между передней и задней частями центрального тела перпендикулярно его продольной оси установлена поперечная перегородка, жестко связанная с задней частью и посредством шарниров соединенная с передней частью, поперечная перегородка имеет гнезда для шарнирного сопряжения с опорами на боковых вертикальных стенках, во внутренней полости передней части центрального тела размещен пустотелый пирамидальной формы кронштейн, который своим основанием жестко связан с поперечной перегородкой, а вершиной через сквозные щели в передних стенках шарнирного многозвенника выступает из него и своим выступающим концом посредством шарнирно-рычажного механизма соединен с приводным валом привода поворота центрального тела вокруг поперечной оси сопла, при этом привод изменения геометрии центрального тела размещен и закреплен во внутренней полости пирамидального кронштейна. Такое выполнение выходного двухмерного сопла воздушно-реактивного двигателя позволяет в зоне полета самолета, где установлены нормы уровня шума, а именно на режимах взлета, набора высоты и посадки, открыть створки относительно исходного положения так, чтобы они выступали над наружной поверхностью корпуса сопла, при этом наличие шторок, перекрывающих сквозные окна, и наличие шарнирно-рычажной связи их с приводными валами перемещения створок позволяет одновременно с открытием створок отжать шторки от сквозных окон и, не перемещая их к выходному срезу сопла, отклонить к центру, и гарантировано подвести дополнительный воздух из окружающей среды, отобранный не только из пограничного слоя, но и из потока со скоростным напором, и выбросить его через образовавшиеся щели внутрь сопла, подмешав его к выхлопным газам, что увеличивает массу газа и позволяет тем самым уменьшить скорость истечения газа из сопла при заданной тяге и, кроме того, ускоряет процесс смешения, укорачивая тем самым зону генерирования шума, что позволяет уменьшить излучаемую акустическую энергию и шум струи в целом. Одновременно с подводом воздуха из окружающей среды центральное тело изменяет свою форму в сторону уменьшения его поперечного сечения от исходного значения, что позволяет уменьшить скорость истечения газа из сопла при поступлении дополнительного воздуха из окружающей среды через сквозные окна, а следовательно, и уменьшить акустическую мощность струи на режимах шумоглушения, так как ее величина пропорциональна скорости истечения в восьмой степени. Кроме того, поворот центрального тела вокруг поперечной оси сопла позволяет создать вертикальную составляющую вектора тяги при взлете самолета и, следовательно, сократить длину разбега самолета. При посадке самолета на взлетно-посадочную полосу происходит полное открытие створок и выступание их над поверхностью корпуса на расчетный угол с одновременным выдвижением шторок и их полным поворотом к центру до касания поверхности центрального тела, что позволяет обеспечить тем самым реверсирование тяги, а, следовательно, и существенно сократить длину пробега самолета по взлетно-посадочной полосе. Поворот центрального тела вверх или вниз вокруг поперечной оси сопла при задвинутых шторках и убранных створках позволяет создавать вертикальную составляющую вектора тяги и тем самым использовать ее в полете при изменении угла атаки для улучшения управляемости самолета. Сущность изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 представлена принципиальная схема продольного разреза выходного двухмерного сопла с необходимыми поясняющими вырезами при положении конструктивных элементов сопла в исходном положении, характерном для всех режимов работы двигателя, кроме запуска, взлета, набора высоты, посадки и реверса тяги. На фиг.2 представлена принципиальная схема продольного разреза выходного двухмерного сопла с необходимыми поясняющими вырезами при положении конструктивных элементов сопла, характерном в зоне полета самолета, где установлены нормы уровня шума, а именно на режимах взлета, набора высоты и посадки. На фиг.3 представлена принципиальная схема продольного разреза выходного двухмерного сопла с необходимыми поясняющими вырезами при положении конструктивных элементов сопла, характерном при пробеге самолета по взлетно-посадочной полосе с реверсированием тяги. На фиг.4 представлена принципиальная схема продольного разреза выходного двухмерного сопла с необходимыми поясняющими вырезами при положении конструктивных элементов сопла, характерном при взлете самолета с отклонением центрального тела хвостовой частью вверх, а передней частью - вниз, и созданием вертикальной составляющей вектора тяги для отрыва переднего колеса в необходимый момент при разбеге по взлетно-посадочной полосе. На фиг.5 представлена принципиальная схема продольного разреза выходного двухмерного сопла с необходимыми поясняющими вырезами при положении конструктивных элементов сопла, характерном при улучшении маневренности самолета в полете, например отклонением центрального тела хвостовой частью вниз, а передней частью - вверх, и созданием вертикальной составляющей вектора тяги, направленной вверх. Выходное двухмерное сопло 1 воздушно-реактивного двигателя содержит прямоугольный корпус 2 с боковыми вертикальными стенками 3, 4 и верхней и нижней стенками 5, 6 со сквозными окнами 7, 8, створками 9, 10, селективно перемещающиеся между закрытым и открытым положениями окон 7, 8 шарнино-рычажные механизмы 11, 12, 13, 14, приводные валы 15, 16, 17 привода 18, 19, 20, центральное тело 21, плоское симметричное составное с передней частью 22 с шарнирами 23, 24, 25, 26, 27 и звеньями 28, 29, 30, 31 и хвостовой частью 32, направляющие 33 и 34 с роликами 35 и 36 в верхних углах сопла, направляющие 37 и 38 с роликами 39 и 40 в нижних углах сопла, верхнюю шторку 41 с проушинами 42 и 43, кулачковыми пазами 44 и 45, пальцами 46 и 47 и рычагами 48 и 49, нижнюю шторку 50 с проушинами 51 и 52, кулачковыми пазами 53 и 54, пальцами 55 и 56 и рычагами 57 и 58, поперечную перегородку 59, шарнирные опоры 60 и 61, пирамидальный кронштейн 62 с шарниром 63, соединенный шарнирно-рычажными механизмами 64 и 65 с приводом, поршни приводов 66, 67 и 68. Выходное двухмерное сопло для воздушно-реактивного двигателя работает следующим образом. При полете самолета на режимах, на которых шумоглушение не требуется, створки 9 и 10, шторки 41 и 50 находятся в исходном положении - закрыты, центральное тело 21 расположено вдоль продольной оси сопла 1, при этом его передняя часть 22 благодаря наличию шарниров 23, 24, 25, 26, 27 и звеньев 28, 29, 30, 31, связанных через шарнир 25 с приводом 18, в который поступают команды с регулятора управления двигателем (не показан), изменяет свою геометрию и обеспечивает критическое сечение сопла 1 для каждого режима полета самолета. В этом случае газ, поступающий из двигателя, омывает стенки 3, 4, 5 и 6 корпуса 2 сопла 1, центральное тело 21 и выбрасывается в окружающую среду. Для улучшения управляемости самолета в привод 20 поворота центрального тела 21 поступает команда с регулятора управления положением самолета (не показан) и в зависимости от перемещения поршня 67 влево от исходного положения или вправо шарнирно-рычажные механизмы 64 и 65 через приводной вал 17, через шарнир 63, пирамидальный кронштейн 62 воздействуют на поперечную перегородку 59, которая поворачивается в шарнирных опорах 60 и 61 и отклоняет центральное тело 21 вниз или вверх от исходного положения, при обтекании газами которого создается вертикальная составляющая тяги, действующая вверх или вниз соответственно, что облегчает управление самолетом при выравнивании по тангажу. В зоне полета самолета, где установлены нормы уровня шума, а именно на режимах взлета, набора высоты и посадки, в привод 19 поступает команда на перемещение поршня 68 влево от исходного положения. Поршень 68, перемещаясь, воздействует через шарнирно-рычажные механизмы 13 и 14 на приводные валы 15 и 16, которые через рычаги 48, 49 и 57, 58 воздействуют на пальцы 46, 47 и 56, 57, которые перемещаются по кулачковым пазам 44, 45 и 53, 54 в пределах их длины и за проушины 42, 43 и 51, 52 отжимают шторки 41 и 50 от сквозных окон 7 и 8, отклоняя верхнюю шторку 41 вниз, а нижнюю шторку 50 - вверх к центру сопла 1. Одновременно приводные валы 15 и 16 через шарнирно-рычажные механизмы 11 и 12 воздействуют на створки 9 и 10 и отклоняют верхнюю створку 9 вверх, а нижнюю створку 10 - вниз на определенный заданный передаточным отношением механизма угол от центра сопла 1. После чего привод 19 прекращает движение поршня 68 и фиксирует его в этом положении и, соответственно, створок 9, 10, шторок 41, 50 в том положении, на которое они были отклонены. В образовавшиеся щели между стенкой 5 и створкой 9 и стенкой 6 и створкой 10 поступает наружный воздух из окружающей среды, проходит через сквозные окна 7 и 8, далее проходит через щели, образованные отклонившимися к центру сопла шторками 41 и 50 от стенок 5 и 6 соответственно, подмешивается к выходящим газам и выбрасывается вместе с ними в атмосферу. Одновременно с приведением в действие приводных валов 15 и 16, а при запуске в первую очередь по команде с регулятора управления двигателем на привод 18 поступает сигнал, под действием которого поршень 66 начинает перемещаться влево от исходного положения, воздействует через шарнир 25 на переднюю часть 22 центрального тела 21 с шарнирами 23, 24, 26, 27 и звеньями 28, 29, 30, 31, изменяет геометрию центрального тела 21 в сторону уменьшения его поперечного сечения и на увеличение площади критического сечения сопла 1 на заданное программой значение. После чего привод 18 прекращает движение поршня 66 и фиксирует его в этом положении. Величины открытия створок 9 и 10, шторок 41 и 50 и величина уменьшения поперечного сечения центрального тела 21 определяются расчетным или экспериментальным путем. Подмешивание струй воздуха из окружающей среды к выходящим газам из сопла с одновременным уменьшением скорости его истечения при заданном значении тяги существенно снижает уровень шума в зоне полета самолета, где установлены нормы уровня шума, а именно на режимах взлета, набора высоты и посадки. После выхода самолета из зоны контроля уровня шума на привод 19 поступает сигнал на перемещение поршня 68 вправо в исходное положение. Поршень 68 перемещаясь вправо воздействует через шарнирно-рычажные механизмы 13 и 14 на приводные валы 15 и 16, которые через рычаги 48, 49 и 57, 58 воздействуют на пальцы 46, 47 и 56, 57, которые смещают верхнюю шторку 41 с роликами 35 и 36 по направляющим 33 и 34, нижнюю шторку 50 с роликами 39 и 40 по направляющим 37 и 38 влево от исходного положения, одновременно отклоняя верхнюю шторку 41 вверх, а нижнюю шторку 50 - вниз от центра сопла 1, и далее под воздействием приложенных сил пальцы 46, 47 и 56, 57 перемещаются по кулачковым пазам 44, 45 и 53, 54 и за проушины 42, 43 и 51, 52 прижимают шторки 41 и 50 к сквозным окнам 7 и 8, перекрывая их с внутренних сторон сопла. Одновременно приводные валы 15 и 16 через шарнирно-рычажные механизмы 11 и 12 воздействуют на створки 9 и 10 и отклоняют верхнюю створку 9 вниз, а нижнюю створку 10 - вверх от центра сопла 1 до касания и перекрытия сквозных окон 7 и 8 с наружных сторон сопла. Одновременно с приведением в действие приводных валов 15 и 16 на привод 18 поступает сигнал, под действием которого поршень 66 начинает перемещаться вправо от исходного положения, воздействует через шарнир 25 на переднюю часть 22 центрального тела 21 с шарнирами 23, 24, 26, 27 и звеньями 28, 29, 30, 31, изменяет геометрию центрального тела 21 в сторону увеличения его поперечного сечения и на установление критического сечения сопла 1, необходимого для данного режима полета самолета. При подлете самолета к аэродрому в зоне ограничения шума створки 9 и 10, шторки 41 и 50, передняя часть 22 центрального тела 21 посредством приводов 19 и 18 снова займут положения, соответствующие снижению уровня шума, как это было описано ранее. После приземления самолета на взлетно-посадочную полосу в привод 19 поступает команда на продолжение перемещения поршня 68 влево от того положения, в котором он был зафиксирован при частичном открытии створок 9, 10 и шторок 41, 50. Перемещаясь влево, поршень 68 воздействует через шарнирно-рычажные механизмы 13 и 14 на приводные валы 15 и 16, которые через рычаги 48, 49 и 57, 58, пальцы 46, 47 и 56, 57 и проушины 42, 43 и 51, 52 смещают шторки 41 и 50 к центру сопла 1 до контакта с внешней поверхностью центрального тела 21. Одновременно приводные валы 15 и 16 через шарнирно-рычажные механизмы 11 и 12 воздействуют на створки 9 и 10 и отклоняют верхнюю створку 9 вверх, а нижнюю створку 10 - вниз на максимальный угол от центра сопла 1. После чего привод 19 прекращает движение поршня 68 и фиксирует его в этом положении и, соответственно, створки 9, 10, шторки 41, 50 в том положении, на которое они были отклонены. В этом положении выходящие газы обтекают шторки 41 и 50, проходят через сквозные окна 7 и 8, обтекают створки 9 и 10 и выбрасываются навстречу движения самолета, обеспечивая тем самым реверсирование тяги и сокращение пробега по взлетно-посадочной полосе. Выходное двухмерное сопло воздушно-реактивного двигателя улучшает параметры рабочего процесса двигателя и обеспечивает более эффективное снижение уровня шума на режимах взлета, набора высоты и посадки, а также улучшение управляемости самолета в полете, сокращение длины пробега при взлете и посадке и улучшение условий для запуска двигателя.Формула изобретения
Выходное двухмерное сопло воздушно-реактивного двигателя, содержащее прямоугольный корпус с боковыми вертикальными и верхней и нижней горизонтальными стенками, верхняя и нижняя стенки снабжены сквозными окнами, над которыми размещены створки, селективно перемещающиеся между закрытым и открытым положениями окон, створки шарнирно-рычажными механизмами соединены с приводными валами и с приводом для их перемещения, центральное тело - плоское симметричное составное, передняя часть выполнена в виде шарнирно соединенного многозвенника с приводом для изменения его геометрии, задняя хвостовая часть выполнена в виде жесткого аэродинамического профиля, связанного с приводным валом и с приводом для ее поворота вокруг поперечной оси, отличающееся тем, что в углах, образованных пересечением боковых и верхней и нижней стенок, закреплены направляющие, в которых установлены ролики с возможностью их перемещения вдоль продольной оси сопла, с внутренней стороны верхней и нижней стенок в плоскости размещения осей роликов установлены шторки, перекрывающие сквозные окна и передним концом соединенные с роликами с возможностью поворота шторок относительно осей роликов к центру сопла, на внутренней стороне каждой шторки ближе к задней ее части расположены параллельно друг другу, разнесенные по ширине шторки две проушины с кулачковым пазом в каждой, в каждый паз входит палец, посредством рычага шарнирно соединенный с осью приводного вала перемещения створок, между передней и задней частями центрального тела перпендикулярно к его продольной оси установлена поперечная перегородка, жестко связанная с задней частью и посредством шарниров соединенная с передней частью, поперечная перегородка имеет гнезда для шарнирного сопряжения с опорами на боковых вертикальных стенках, во внутренней полости передней части центрального тела размещен пустотелый пирамидальной формы кронштейн, который своим основанием жестко связан с поперечной перегородкой, а вершиной через сквозные щели в передних стенках шарнирного многозвенника выступает из него и своим выступающим концом посредством шарнирно-рычажного механизма соединен с приводным валом привода поворота центрального тела вокруг поперечной оси сопла, при этом привод изменения геометрии центрального тела размещен и закреплен во внутренней полости пирамидального кронштейна.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5www.findpatent.ru
