СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, РЕШЕТКА УСТРОЙСТВА РЕВЕРСИРОВАНИЯ ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СПОСОБ РЕВЕРСИРОВАНИЯ ТЯГИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT POWER PLANT, AIRCRAFT, AIRCRAFT POWER PLANT THRUST REVERSING DEVICE GRID AND AIRCRAFT POWER PLANT THRUST REVERSING METHOD

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[001] Настоящее изобретение относится в целом к летательным аппаратам, в частности, к устройствам реверсирования тяги летательных аппаратов.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[002] Реверсивные устройства силовых установок летательных аппаратов часто имеют площадь выходного сечения решетки (также известную как проходное сечение), через которую из силовой установки летательного аппарата может выходить воздушный поток. Известные решетки обычно выполняют линейными. При увеличении площади выходного сечения решетки может быть увеличен массовый расход через решетку. Кроме того, используемые в настоящее время силовые установки летательных аппаратов могут быть использованы более эффективно с более легкими и/или более компактными решетками устройств реверсирования тяги.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[003] В настоящем документе раскрыты системы и способы для сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах может быть раскрыта силовая установка летательного аппарата, которая может включать в себя гондолу, содержащую отверстие устройства реверсирования тяги, створку устройства реверсирования тяги, выполненную с возможностью избирательного перемещения между открытым положением и закрытым положением для избирательного блокирования отверстия устройства реверсирования тяги, внутренний контур, окруженный гондолой, причем гондола и внутренний контур образуют, по меньшей мере частично, проточный канал наружного контура, и решетку устройства реверсирования тяги. Решетка устройства реверсирования тяги может включать в себя множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала наружного контура через лопатки решетки и соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки. Сечение наклонной формы может включать в себя первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы и вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции.
[004] В некоторых других примерах может быть раскрыта решетка устройства реверсирования тяги. Решетка устройства реверсирования тяги может включать в себя множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы и с возможностью соединения с частью гондолы силовой установки летательного аппарата и обеспечения возможности прохождения воздушного потока через лопатки решетки и соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки. Сечение наклонной формы может включать в себя первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы силовой установки летательного аппарата, и вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции.
[005] В некоторых дополнительных примерах может быть раскрыт способ. Способ может включать сообщение энергии воздушному потоку с помощью внутреннего контура силовой установки летательного аппарата таким образом, что воздушный поток, которому сообщена энергия, проходит в проточном канале наружного контура силовой установки летательного аппарата, образованном, по меньшей мере частично, внутренним контуром и гондолой силовой установки летательного аппарата, перемещение створки устройства реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата в открытое положение, причем створка устройства реверсирования тяги выполнена с возможностью избирательного перемещения между открытым положением и закрытым положением для избирательного блокирования отверстия устройства реверсирования тяги, расположенного в гондоле, и отклонение по меньшей мере части воздушного потока через решетку устройства реверсирования тяги. Решетка устройства реверсирования тяги может включать в себя множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала наружного контура через лопатки решетки и соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки. Сечение наклонной формы может включать в себя первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы и вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции.
[006] Объем изобретения определяется формулой изобретения, которая включена в данный раздел посредством ссылки. Более полное понимание раскрытия настоящего изобретения, а также реализации его дополнительных преимуществ будет доступно специалистам в данной области техники при рассмотрении последующего подробного описания одного или более вариантов реализации. Будут сделаны ссылки на прилагаемые чертежи, которые сначала будут описаны кратко.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[007] На ФИГ. 1А показан вид спереди летательного аппарата согласно примеру раскрытия настоящего изобретения.
[008] На ФИГ. 1В показан перспективный вид силовой установки летательного аппарата согласно примеру раскрытия настоящего изобретения.
[009] На ФИГ. 2 показан вид сбоку в разрезе силовой установки летательного аппарата согласно примеру раскрытия настоящего изобретения.
[0010] На ФИГ. 3 показан вид сбоку в разрезе силовой установки летательного аппарата, оснащенного сложнопрофильной решеткой устройства реверсирования тяги согласно примеру раскрытия настоящего изобретения.
[0011] На ФИГ. 4А показан вид сбоку сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги согласно раскрытию настоящего изобретения.
[0012] На ФИГ. 4В показан перспективный вид сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги согласно примерам раскрытия настоящего изобретения.
[0013] На ФИГ. 5 показан вид спереди в разрезе силовой установки летательного аппарата с решеткой устройства реверсирования тяги, размещенной по окружности вокруг внутреннего контура согласно примерам раскрытия настоящего изобретения.
[0014] На ФИГ. 6 показан вид сбоку в разрезе линейной решетки устройства реверсирования тяги, сравниваемой со сложнопрофильной решеткой устройства реверсирования тяги согласно примерам раскрытия настоящего изобретения.
[0015] Примеры настоящего изобретения и их преимущества понятны лучше всего со ссылкой на подробное описание, следующее далее. Следует отметить, что одинаковые ссылочные номера используются для обозначения одинаковых элементов, показанных на одной или нескольких из фигур чертежей.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0016] Решетки устройства реверсирования тяги описаны в настоящем документе в соответствии с одним или более вариантами реализации. Решетка устройства реверсирования тяги может быть соединена с силовой установкой летательного аппарата и может иметь форму, которая приведет к увеличению площади выходного сечения решетки устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах решетка устройства реверсирования тяги может иметь наклонную форму. Кроме того, силовая установка летательного аппарата может включать в себя одну или более створок устройства реверсирования тяги, которые могут перемещаться между открытым и закрытым положением, чтобы обеспечить или предотвратить, соответственно, воздушный поток через решетку устройства реверсирования тяги. Воздушный поток через решетку устройства реверсирования тяги может обеспечить обратную тягу для замедления летательного аппарата, с которым соединена силовая установка летательного аппарата.
[0017] На ФИГ. 1А показан вид спереди летательного аппарата согласно примерам раскрытия настоящего изобретения. На ФИГ. 1А показан летательный аппарат 50 с фюзеляжем 160, крыльями 170 и силовыми установками 100 летательного аппарата. Силовые установки 100 летательного аппарата могут быть прикреплены к крыльям 170, а в других примерах силовые установки 100 летательного аппарата могут быть прикреплены к другим частям летательного аппарата 50, таким как фюзеляж 160.
[0018] На ФИГ. 1В показан перспективный вид силовой установки летательного аппарата согласно примеру раскрытия настоящего изобретения. Силовая установка 100 летательного аппарата может включать в себя гондолу 102, сдвижной капот 124 и вентилятор 136. В примере, показанном на ФИГ. 1В, гондола 102 может содержать вентилятор 136, а в других примерах силовой установки летательного аппарата вентилятор может не находиться в гондоле (например, в конфигурации с турбовинтовыми двигателями). Вентилятор 136 может засасывать и/или сообщать энергию воздуху, проходящему в гондолу 102, например, в направлении 140А воздушного потока. Воздух, проходящий в гондолу 102 в направлении 140А воздушного потока, может проходить через различные внутренние проточные каналы в гондоле 102. Когда силовая установка 100 летательного аппарата находится в конфигурации реверсирования тяги, воздух, проходящий в гондолу 102 в направлении 140А воздушного потока, может быть перенаправлен в другом направлении, чтобы обеспечить обратную тягу.
[0019] Когда силовая установка 100 летательного аппарата работает в обычном режиме (например, обеспечивая тягу), сдвижной капот 124 (например, створка устройства реверсирования тяги) может находиться в закрытом положении, в котором отверстие устройства реверсирования тяги блокировано (показано на ФИГ. 2 как отверстие 132 устройства реверсирования тяги), с уплотнением или по существу с уплотнением отверстия устройства реверсирования тяги, так что воздушный поток не проходит через отверстие 132 устройства реверсирования тяги или проходит минимально. Когда силовая установка 100 летательного аппарата находится в конфигурации реверсирования тяги (например, с обеспечением обратной тяги, например, для замедления летательного аппарата 50, к которому может быть прикреплена силовая установка 100 летательного аппарата), сдвижной капот 124 может находиться в открытом положении, в котором отверстие 132 устройства реверсирования тяги не блокировано, обеспечивая возможность прохождения воздуха через отверстие 132 устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах сдвижной капот 124 может образовывать отверстие 132 устройства реверсирования тяги, когда сдвижной капот 124 находится в открытой конфигурации. В таком примере отверстие 132 устройства реверсирования тяги, когда сдвижной капот 124 находится в закрытой конфигурации, может отсутствовать.
[0020] На ФИГ. 2 показан вид сбоку в разрезе силовой установки летательного аппарата согласно примеру раскрытия настоящего изобретения. Силовая установка 100 летательного аппарата, показанного на ФИГ. 2, может включать в себя гондолу 102 с элементом 206 с закругленным торцом, сдвижной капот 124, внутренний контур 248, линейную решетку 210 устройства реверсирования тяги, опорное кольцо 208 для решетки, отверстие 132 устройства реверсирования тяги и створку 214 блокирования потока. Внутренний контур 248 и/или гондола 102 может образовывать, по меньшей мере частично, проточный канал 256 наружного контура. Воздух, которому сообщена энергия вентилятором 136, может проходить через проточный канал 256 наружного контура. Во время работы в обычном режиме воздух, которому сообщена энергия, может выходить из выпускного отверстия гондолы 102, а во время реверсирования тяги, воздух, которому сообщена энергия, может быть отклонен створкой 214 блокирования потока и выходить из гондолы 102 через решетку устройства реверсирования тяги и отверстие 132 устройства реверсирования тяги.
[0021] Гондола 102 может быть сходной с гондолой, описанной на ФИГ. 1В. Гондола 102 по ФИГ. 2 может дополнительно включать в себя элемент 206 с закругленным торцом. Элемент 206 с закругленным торцом может представлять собой любую конструкцию, которая может быть соединена с концом линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах элемент 206 с закругленным торцом может проходить от другой части гондолы 102 и может образовывать уступ гондолы 102. Как показано на ФИГ. 2, по меньшей мере указанная часть элемента 206 с закругленным торцом, обращенным к внутреннему контуру 248 может включать в себя гладкую закругленную поверхность. Такая закругленная поверхность может обеспечивать сглаживание воздушного потока от проточного канала 256 наружного контура через линейную решетку 210 устройства реверсирования тяги и, соответственно, обеспечивать более высокий массовый расход через линейную решетку 210 устройства реверсирования тяги. Поверхность сдвижного капота 124 может быть выполнена с возможностью размещения возле или соединения с частью элемента 206 с закругленным торцом при нахождении в закрытом положении. По существу, сдвижной капот 124 может, при нахождении в закрытом положении, образовывать гладкую или по существу гладкую поверхность с внутренней поверхностью гондолы 102 для обеспечения сглаживания воздушного потока в силовой установке 100 летательного аппарата, когда сдвижной капот 124 находится в закрытом положении.
[0022] На ФИГ. 2 дополнительно показаны открытое и закрытое положения сдвижного капота 124. Как показано, сдвижной капот 124 может находиться как в открытом положении 124В, так и в закрытом положении 124А. Сдвижной капот 124 в других примерах может быть выполнен с возможностью находиться в других положениях. Кроме того, другие примеры могут включать в себя несдвижные створки устройства реверсирования тяги (например, створки устройства реверсирования тяги, которые могут поворачиваться между открытым и закрытым положением, а также другими положениями), а также створки устройства реверсирования тяги, которые открываются и закрываются другими способами (например, посредством заслонок, посредством развертывания воздушных дефлекторов или другими способами).
[0023] В закрытом положении 124А сдвижной капот 124 может обеспечивать возможность прохождения воздуха через проточный канал 256 наружного контура силовой установки 100 летательного аппарата и выхода из проточного канала 256 наружного контура через выпускное отверстие, чтобы обеспечить тягу. Проточный канал 256 наружного контура может быть образован, по меньшей мере частично, частями внутреннего контура 248 и/или гондолы 102. Воздуху, проходящему через проточный канал 256 наружного контура, может быть сообщена энергия вентилятором 136, и он может в целом проходить в направлении 140А воздушного потока и может обеспечивать тягу (или обратную тягу) для сообщения энергии летательному аппарату, к которому прикреплена силовая установка 100 летательного аппарата. Внутренний контур 248 может подавать энергию на вентилятор 136, а вентилятор 136 может сообщать энергию воздуху, проходящему через проточный канал 256 наружного контура.
[0024] Когда сдвижной капот 124 находится в закрытом положении 124А, створка 214 блокирования потока может быть размещена так, чтобы не блокировать или минимально блокировать (например, ограничивать менее чем 5% общего воздушного потока в проточном канале 256 наружного контура) воздушный поток в проточном канале 256 наружного контура.
[0025] В открытом положении 124 В сдвижной капот 124 может обеспечивать возможность прохождения воздуха через отверстие 132 устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах, когда сдвижной капот 124 находится в открытом положении 124В, створка 214 блокирования потока может быть также перемещена в такое положение, чтобы блокировать по меньшей мере часть проточного канала 256 наружного контура для отклонения воздушного потока в проточном канале 256 наружного контура через отверстие 132 устройства реверсирования тяги. Такой отклоненный воздушный поток может по меньшей мере частично проходить в направлении 140В воздушного потока или в общем направлении направления 140 В воздушного потока. Воздух, проходящий в направлении 140В воздушного потока, может обеспечивать обратную тягу.
[0026] Отклоненный воздушный поток может проходить через линейную решетку 210 устройства реверсирования тяги. Линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги, показанная на ФИГ. 2, может представлять собой линейную решетку устройства реверсирования тяги. Хотя на ФИГ. 2 показан вид сбоку в разрезе линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги, линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги может быть размещена по окружности и/или со смещением относительно, например, внутреннего контура 248 или другой части силовой установки 100 летательного аппарата. Например, линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги может быть "обернута вокруг" внутреннего контура 248. Кроме того, линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги может проходить линейно или по существу линейно от элемента 206 с закругленным торцом к опорному кольцу 208 для решетки. Элемент 206 с закругленным торцом и/или опорное кольцо 208 для решетки могут быть соединены с линейной решеткой 210 устройства реверсирования тяги. Элемент 206 с закругленным торцом и/или опорное кольцо 208 для решетки могут поддерживать и/или удерживать на месте линейную решетку 210 устройства реверсирования тяги. В некоторых таких примерах опорное кольцо 208 для решетки может быть прикреплено к другим конструктивным элементам силовой установки 100 летательного аппарата.
[0027] На ФИГ. 3 показан вид сбоку в разрезе силовой установки летательного аппарата, оснащенного сложнопрофильной решеткой устройства реверсирования тяги, согласно примеру раскрытия настоящего изобретения. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может увеличивать площадь выходного сечения (например, "горловинного" сечения) решетки устройства реверсирования тяги. На ФИГ. 3 показана сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги, которая на чертеже показана поверх линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги по ФИГ. 2 для иллюстрации различий между сложнопрофильной решеткой 304 устройства реверсирования тяги и линейной решеткой 210 устройства реверсирования тяги.
[0028] Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может быть размещена по окружности и/или со смещением относительно внутреннего контура 248 или другой части силовой установки 100 летательного аппарата. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может включать в себя первую часть, размещенную под первым углом (например, не параллельно) по меньшей мере к части поверхности элемента 206 с закругленным торцом и/или опорного кольца 208 для решетки. Первый угол может быть любым углом, включая углы, составляющие приблизительно менее 20 градусов, приблизительно от 20 до 50 градусов, приблизительно от 50 до 90 градусов и/или 90 градусов или более.
[0029] Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может дополнительно включать в себя вторую часть, размещенную под вторым углом по меньшей мере к первой части. Второй угол может быть может быть любым углом, включая углы, составляющие приблизительно менее 20 градусов, приблизительно от 20 до 50 градусов, приблизительно от 50 до 90 градусов и/или 90 градусов или более. Соответственно, сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может образовывать форму "моста", как показано на ФИГ. 3-4В, где секция сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги может быть приподнятой по сравнению с линейной решеткой 210 устройства реверсирования тяги. В некоторых таких примерах по меньшей мере часть приподнятой части сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги может иметь форму, чтобы находиться близко к поверхности створки 124 устройства реверсирования тяги в открытом или закрытом положении для дополнительного увеличения площади выходного сечения решетки. Такая конфигурация может быть представлена средней частью сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги. В некоторых таких примерах такая часть сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги может быть размещена в пределах менее чем одного дюйма (2,54 см), в пределах менее чем пяти дюймов (12,7 см), в пределах менее чем десяти дюймов (25,4 см) в пределах менее чем двух футов (0,61 м) или в пределах двух футов (0,61 м) или более от створки 124 устройства реверсирования тяги.
[0030] Площадь выходного сечения решетки увеличена, по меньшей мере частично, благодаря приподнятой части сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги. Приподнятая часть может увеличивать площадь поверхности решетки 304 устройства реверсирования тяги по сравнению с линейной решеткой устройства реверсирования тяги той же длины. Например, как показано на ФИГ. 3, сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги и линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги имеют одинаковую длину. Однако приподнятая часть сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги может находиться дальше, например, от осевой линии внутреннего контура 248 и/или осевой линии такой решетки устройства реверсирования тяги. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги и/или линейная решетка 210 устройства реверсирования тяги могут быть цилиндрическими, по существу цилиндрическими и/или частично цилиндрическими. На ФИГ. 2, 3 и 4А можно видеть сечение такой цилиндрической, по существу цилиндрической и/или частично цилиндрической сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги и/или линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги. Поскольку приподнятая часть сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги находится дальше от такой осевой линии, соответствующая часть линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги, площадь поверхности и, следовательно, площадь выходного сечения, сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги может быть больше чем площадь выходного сечения линейной решетки 210 устройства реверсирования тяги.
[0031] Большая площадь выходного сечения решетки может обеспечивать более высокий массовый расход воздуха через решетку устройства реверсирования тяги. Более высокий массовый расход воздуха, соответственно, позволяет расширить возможности реверсирования тяги. Дополнительно или в качестве альтернативы, большая площадь выходного сечения решетки может обеспечить использование меньшей (например, более короткой) гондолы. Например, сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги может быть короче, чем линейная решетка устройства реверсирования тяги с тем же массовым расходом. По существу, гондола, использующая сложнопрофильную решетку устройства реверсирования тяги, может иметь меньшую длину и/или меньший диаметр, чем гондола с линейной решеткой устройства реверсирования тяги. Такая небольшая гондола может обеспечить меньшее лобовое сопротивление, меньший вес или более высокую эффективность другими способами.
[0032] На ФИГ. 4А показан вид сбоку сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги в соответствии с раскрытием настоящего изобретения. На ФИГ. 4А может быть показано сечение сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги по ФИГ. 4А может включать в себя часть 412А соединения с элементом с закругленным торцом, первую часть 412В, вторую часть 412С и третью часть 412D. Одна, несколько или все из этих частей 412А-D могут включать в себя отверстия, через которые может проходить воздух. Хотя части 412A-D сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги могут быть отдельными частями (например, могут включать в себя резкие изгибы между частями), другие примеры могут включать в себя части, которые включают более плавные переходы (например, переходы, характеризующиеся радиусами) между указанными частями, или могут включать в себя части, которые имеют постоянный переход в другие геометрические формы (например, сложнопрофильное устройство реверсирования тяги или его часть может или могут иметь один или множество непрерывных радиусов). Другие примеры сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги могут использоваться без некоторых частей сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги, проиллюстрированных на ФИГ. 4А, и/или могут включать в себя другие части, не показанные на ФИГ. 4А.
[0033] Часть 412А соединения с элементом с закругленным торцом может быть выполнена с возможностью соединения с элементом 206 с закругленным торцом. Часть 412А соединения с элементом с закругленным торцом, также может быть параллельной или по существу параллельной (например, +/- 15 градусов от параллели) элементу 206 с закругленным торцом. Некоторые примеры сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги могут не включать в себя часть 412А соединения с элементом с закругленным торцом, а вместо этого они могут быть выполнены с возможностью соединения с элементом 206 с закругленным торцом через первую часть 412В.
[0034] Первая часть 412В может быть размещена под первым углом к части 412А соединения с элементом с закругленным торцом и/или части гондолы 102, такой как элемент 206 с закругленным торцом, с которым сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может быть выполнена с возможностью соединения. Вторая часть 412С может быть размещена под вторым углом по меньшей мере к первой части 412В. Соответственно, вторая часть 412С может, в дополнение, быть размещена под углом к части 412А соединения с элементом с закругленным торцом, и/или части гондолы 102.
[0035] Первая часть 412В может, в некоторых примерах, представлять собой часть сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги, которая приподнимает вторую часть 412С или другую часть сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги в направлении части силовой установки 100 летательного аппарата, такой как сдвижной капот 124. По существу, в некоторых примерах вторая часть 412С может быть выполнена с возможностью размещения, например, в пределах менее чем одного дюйма (2,54 см), в пределах менее чем пяти дюймов (12,7 см), в пределах менее чем десяти дюймов (25,4 см) в пределах менее чем двух футов (0,61 м) или в пределах двух футов (0,61 м) или более от створки 124 устройства реверсирования тяги. По меньшей мере часть второй и/или третьей частей 412В и/или 412С может быть дальше от осевой линии внутреннего контура 248, чем часть 412А соединения с элементом с закругленным торцом, и/или элемент 206 с закругленным торцом (или другая часть гондолы 102 летательного аппарата).
[0036] Третья часть 412D может быть выполнена с возможностью соединения с опорным кольцом 208 для решетки или другой частью силовой установки 100 летательного аппарата. Третья часть 412D может включать в себя существенные элементы (например, одно или более из форм, складок, сгибов, фасок и/или других существенных элементов), обеспечивающие возможность соединения сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги с опорным кольцом 208 для решетки. По существу, известные силовые установки летательного аппарата, которые используют линейные или другие решетки устройства реверсирования тяги, могут быть модернизированы установкой сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги.
[0037] На ФИГ. 4В показан перспективный вид сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги в соответствии с примерами раскрытия настоящего изобретения. На ФИГ. 4В может быть показан перспективный вид сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги, описанной на ФИГ. 4А. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги включает в себя отверстия прямоугольной формы, образующие решетку, обеспечивающую возможность прохождения воздушного потока через эти отверстия, а в других примерах могут включать в себя неподвижный дестабилизатор, жалюзи или отверстия другой формы. Отверстия могут быть образованы, по меньшей мере частично, лопатками решетки, выполненными с возможностью направления воздуха, например лопатками 420А-С сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги, а также другими лопатками решетки. Кроме того, лопатки решетки могут быть соединены с опорными конструкциями, такими как опорные конструкции 422А-С, которые соединяют множество лопаток сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги. Опорные конструкции 422А-С в некоторых примерах могут также создавать условия прохождения воздушного потока через сложнопрофильную решетку 304 устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах лопатки решетки могут быть размещены по существу в поперечном направлении, а опорные конструкции могут быть размещены по существу в продольном направлении, хотя в других примерах лопатки решетки и/или опорные конструкции могут быть размещены в других направлениях.
[0038] На ФИГ. 4В сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может включать в себя криволинейные поверхности для обеспечения возможности установки сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги на гондоле 102. Поскольку гондола 102 может быть выполнена криволинейной, сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может включать в себя криволинейность, которая соответствует или по существу соответствует части гондолы 102. Например, сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может быть выполнена криволинейной, чтобы соответствовать или по существу соответствовать криволинейности элемента 206 с закругленным торцом. По существу, в направлении ширины и/или другом направлении сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги она может быть выполнена криволинейной, чтобы обеспечить возможность размещения сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги по окружности вокруг внутреннего контура 248.
[0039] Некоторые примеры силовой установки 100 летательного аппарата могут включать в себя сложнопрофильные решетки устройства реверсирования тяги, которые размещены по окружности вокруг части или по всему периметру внутреннего контура 248. На ФИГ. 5 показан вид спереди в разрезе силовой установки летательного аппарата с решеткой устройства реверсирования тяги, размещенной по окружности вокруг внутреннего контура в соответствии с примерами раскрытия настоящего изобретения.
[0040] Силовая установка 100 летательного аппарата по ФИГ. 5 включает в себя внутренний контур 248, сложнопрофильную решетку 304 устройства реверсирования тяги и проточный канал 256 наружного контура. Как показано на ФИГ. 5, сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги может быть размещена по окружности по всему периметру внутреннего контура 248. Проточный канал 256 наружного контура может быть размещен между внутренним контуром 248 и сложнопрофильной решеткой 304 устройства реверсирования тяги. Воздушный поток, который проходит в проточном канале 256 наружного контура и которому сообщена энергия внутренним контуром 248, может быть перенаправлен через сложнопрофильное устройство 304 реверсирования тяги, чтобы обеспечивать обратную тягу для силовой установки 100 летательного аппарата.
[0041] На ФИГ. 6 показан вид сбоку в разрезе линейной решетки устройства реверсирования тяги, сравниваемой со сложнопрофильной решеткой устройства реверсирования тяги в соответствии с примерами раскрытия настоящего изобретения. Сложнопрофильная решетка 304 устройства реверсирования тяги включает в себя множество лопаток сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги, включая лопатки 420А-С сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги.
[0042] Лопатки 420А-С сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги, а также другие лопатки сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги, могут включать в себя радиусы, фаски, лопатки и другие существенные элементы угловой формы, которые могут перенаправлять воздух. Такие существенные элементы могут обеспечить расширение возможностей реверсирования тяги для силовой установки 100 летательного аппарата посредством, например, изменения направления воздушного потока для обеспечения большей обратной тяги. В некоторых примерах лопатки сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги в различных частях сложнопрофильной решетки 304 устройства реверсирования тяги могут иметь различные геометрии для создания условий, обеспечивающих более оптимальное образование обратной тяги воздушным потоком. Кроме того, в некоторых примерах в ситуациях, в которых существующие силовые установки модернизированы установкой сложнопрофильной решетки устройства реверсирования, геометрические формы лопаток сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги могут быть такими, что воздух, выходящий из лопаток сложнопрофильной решетки устройства реверсирования тяги, может проходить в том же направлении или по существу в том же направлении, что и воздух, выходящий из лопаток линейной решетки устройства реверсирования тяги.
[0043] В ходе компьютерного моделирования сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги показала повышенные рабочие характеристики по сравнению с линейной решеткой устройства реверсирования тяги. В некоторых примерах линейная решетка устройства реверсирования тяги может быть размещена на расстоянии приблизительно 75 дюймов (191 см) от осевой линии внутреннего контура. Сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги может, благодаря приподнятой части, быть размещена на среднем расстоянии приблизительно 80 дюймов (203 см) от осевой линии внутреннего контура при сохранении той же длины, что и у линейной решетки устройства реверсирования тяги. Такое сложнопрофильное устройство реверсирования тяги может обеспечить приблизительно на 3-4% более высокий расход воздуха по сравнению с линейной решеткой устройства реверсирования тяги. По существу, сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги может обеспечить более высокую обратную тягу.
Далее настоящее раскрытие изобретения содержит варианты реализации согласно следующим пунктам:
Пункт 1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая:
- гондолу, содержащую отверстие устройства реверсирования тяги;
- створку устройства реверсирования тяги, выполненную с возможностью избирательного перемещения между открытым положением и закрытым положением для избирательного блокирования отверстия устройства реверсирования тяги;
- внутренний контур, окруженный гондолой, причем гондола и внутренний контур образуют, по меньшей мере частично, проточный канал наружного контура; и
- решетку устройства реверсирования тяги, содержащую:
множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала наружного контура через лопатки решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы; и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции, и
соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки.
Пункт 2. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, в которой по меньшей мере одна из лопаток решетки имеет сечение угловой формы.
Пункт 3. Силовая установка летательного аппарата по пункту 2, в которой указанное множество лопаток решетки имеют сечения угловой формы.
Пункт 4. Силовая установка летательного аппарата по пункту 2, в которой лопатки решетки выполнены с возможностью перенаправления воздушного потока, чтобы обеспечить тягу для замедления летательного аппарата.
Пункт 5. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, в которой вторая часть размещена в пределах одного дюйма (2,54 см), в пределах пяти дюймов (12,7 см), в пределах десяти дюймов (25,4 см) или в пределах двух футов (0,61 м) от створки устройства реверсирования тяги.
Пункт 6. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, в которой по меньшей мере часть второй секции размещена ближе к части створки устройства реверсирования тяги, чем по меньшей мере часть первой секции, когда створка устройства реверсирования тяги находится в закрытом положении.
Пункт 7. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, в которой по меньшей мере часть второй секции размещена дальше от осевой линии внутреннего контура, чем по меньшей мере часть первой секции.
Пункт 8. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, в которой решетка устройства реверсирования тяги соединена с элементом с закругленным торцом гондолы на первом конце и соединена с опорным кольцом для решетки на втором конце.
Пункт 9. Силовая установка летательного аппарата по пункту 1, дополнительно содержащая створку блокирования потока, соединенную с гондолой, причем створка блокирования потока выполнена с возможностью перемещения по меньшей мере в развернутое положение для отклонения по меньшей мере части воздушного потока в проточном канале наружного контура через указанное множество лопаток решетки.
Пункт 10. Летательный аппарат, содержащий силовую установку летательного аппарата по п. 1 и содержащий:
фюзеляж и
крыло, причем силовая установка летательного аппарата соединена с фюзеляжем и/или крылом.
Пункт 11. Решетка устройства реверсирования тяги, содержащая:
- множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы и с возможностью соединения с частью гондолы силовой установки летательного аппарата и обеспечения возможности прохождения воздушного потока через лопатки решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы силовой установки летательного аппарата, и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции; и
- соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки.
Пункт 12. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 11, в которой указанное множество лопаток решетки выполнены с возможностью размещения по окружности вокруг внутреннего контура силовой установки летательного аппарата.
Пункт 13. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 11, в которой по меньшей мере одна из лопаток решетки имеет сечение угловой формы.
Пункт 14. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 13, в которой указанное множество лопаток решетки имеют сечения угловой формы.
Пункт 15. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 11, в которой вторая секция выполнена с возможностью размещения в пределах одного дюйма (2,54 см), в пределах пяти дюймов (12,7 см), в пределах десяти дюймов (25,4 см) или в пределах двух футов (0,61 м) от створки устройства реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата.
Пункт 16. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 11, в которой по меньшей мере часть второй секции выполнена с возможностью размещения ближе к части створки устройства реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата, чем по меньшей мере часть первой секции.
Пункт 17. Решетка устройства реверсирования тяги по пункту 11, в которой первый конец решетки устройства реверсирования тяги выполнен с возможностью соединения с элементом с закругленным торцом гондолы силовой установки летательного аппарата, а второй конец решетки устройства реверсирования тяги выполнен с возможностью соединения с опорным кольцом для решетки.
Пункт 18. Способ, включающий:
сообщение энергии воздушному потоку с помощью внутреннего контура силовой установки летательного аппарата таким образом, что воздушный поток, которому сообщена энергия, проходит в проточном канале наружного контура силовой установки летательного аппарата, образованном, по меньшей мере частично, внутренним контуром и гондолой силовой установки летательного аппарата;
перемещение створки устройства реверсирования тяги силовой установки летательного аппарата в открытое положение, причем створка устройства реверсирования тяги выполнена с возможностью избирательного перемещения между открытым положением и закрытым положением для избирательного блокирования отверстия устройства реверсирования тяги, расположенного в гондоле; и
отклонение по меньшей мере части воздушного потока через решетку устройства реверсирования тяги, причем решетка устройства реверсирования тяги содержит:
- множество лопаток решетки, выполненных с сечением наклонной формы, размещенных по окружности вокруг внутреннего контура и выполненных с возможностью соединения с частью гондолы и обеспечения возможности прохождения воздушного потока из проточного канала наружного контура через лопатки решетки, причем сечение наклонной формы содержит:
первую секцию, выполненную с возможностью размещения под первым углом по меньшей мере к части поверхности гондолы; и
вторую секцию, размещенную под вторым углом к первой секции, и
- соединительную конструкцию, соединенную по меньшей мере с двумя из указанного множества лопаток решетки.
Пункт 19. Способ по пункту 18, согласно которому отклонение по меньшей мере указанной части воздушного потока через решетку устройства реверсирования тяги включает отклонение по меньшей мере указанной части воздушного потока створкой блокирования потока в развернутом положении.
Пункт 20. Способ по пункту 18, согласно которому воздушный поток отклоняют, чтобы обеспечить обратную тягу для замедления летательного аппарата.
Дополнительно или в качестве альтернативы сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги может обеспечить использование более компактной силовой установки летательного аппарата. Со ссылкой на вышеописанные примеры сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги, расположенная на среднем расстоянии приблизительно 80 дюймов (203 см) от осевой линии внутреннего контура, может быть на 4% короче при сохранении того же расхода воздуха, что и линейная решетка устройства реверсирования тяги, расположенная на расстоянии приблизительно 75 дюймов (191 см) от осевой линии внутреннего контура. По существу, сложнопрофильная решетка устройства реверсирования тяги дополнительно или в качестве альтернативы может быть использована для уменьшения размера силовой установки летательного аппарата.
Примеры, описанные выше, иллюстрируют настоящее изобретение, но не ограничивают его. Следует понимать, что в соответствии с принципами настоящего изобретения можно выполнить множество различных модификаций и вариаций. Соответственно, объем настоящего изобретения определяется только его последующей формулой.