СПОСОБ РЕВЕРСИРОВАНИЯ ТЯГИ ДВУХКОНТУРНОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И РЕВЕРСИВНОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
METHOD FOR REVERSING THRESHOLD OF DOUBLE-CIRCUIT GAS TURBINE ENGINE AND REVERSING DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION

Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к реверсированию тяги газотурбинных двигателей и соответствующим реверсивным устройствам.
Известен способ реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя, который состоит в перекрытии потока рабочего тела всего двигателя или только внешнего контура и выводе его через открываемые каналы в наружной обечайке внешнего контура двигателя и просвет в поверхности гондолы, занятый открытыми решетками или открываемый ее сдвигаемым обтекателем, в виде струй, направленных по ходу движения (А.А. Иноземцев, У.А. Коняев, В.В. Медведев и др. Авиационный двигатель ПС-90А. М. 2007. - 320 с.). В способе с открытыми решетками при переходе к режиму обратной тяги решетки со стороны второго контура открывают поворотными створками, которые при этом перекрывают поток к соплу и направляют газы в решетки. В способе со сдвигаемым обтекателем, открывающим просвет в поверхности гондолы, перекрывают кольцевой поток газа к соплу специальными створками. В обоих случаях разворот потока газа или воздуха внешнего контура в сторону движения самолета осуществляют фактически в пределах поперечного сечения гондолы за счет использования поворачивающих поток лопаточных решеток. В первом случае обратная тяга создается двумя симметричными реверсными струями - верхней, направленной в сторону от взлетно-посадочной полосы (ВПП) и нижней, направленной в сторону ВПП. Во втором случае обратная тяга создается двумя веерными струями, которые покидают двигатель через почти полный в окружном направлении просвет в поверхности гондолы, исключая нижний участок, где размещены агрегаты приводов, и верхний участок, где двигатель крепится к пилону.
Недостатком такого способа является плохая организация истечения реверсных струй, что приводит к опасности прилипания струй к гондоле двигателя в силу эффекта Коанда и заброса горячего воздуха на вход двигателя, что заставляет при проектировании двигателя ограничивать угол разворота потока в реверсивном устройстве. При расположении двух двигателей под одним крылом реверсные струи внутреннего двигателя могут попадать на вход внешнего двигателя при высоких скоростях движения. Это заставляет отказаться от реверса внутренних двигателей, что делает торможение менее эффективным. С другой стороны, попадание струй на поверхность взлетно-посадочной полосы также может привести к забросу горячего воздуха и посторонних предметов с ВПП в двигатель. Это ограничивает диапазон скоростей, при котором допускается торможение реверсом, высокими скоростями движения по ВПП, что приводит к значительной нагрузке, приходящейся на механические тормоза шасси. Так, например, по руководству по летной эксплуатации самолета ИЛ-76 скорость, при которой необходимо отключать реверс тяги, равна 120 км/час, однако даже при скорости 190 км/час происходит заброс струй реверса на вход в двигатель. На ИЛ-476 при скорости касания самолета поверхности ВПП на посадке 220-230 км/ч заброс струй реверса происходит уже при 220 км/ч (А. Комов, С. Фадин. Проблемы применения реверса тяги. Aviation Explorer. 14 ноября 2013). Все это ограничивает применение реверса высокими скоростями движения, в результате чего на долю реверса приходится только примерно 30% энергии торможения.
Еще одним недостатком такой системы реверса при наличии бокового ветра и небольшого крена является возможность его несрабатывания при не выпущенных по какой-либо причине интерцепторах. В этом случае самолет может коснуться ВПП только левой или правой стойкой шасси. При этом могут происходить колебания по крену влево - вправо и обжатие то левой, то правой опор шасси. Одновременного обжатия обеих основных опор шасси может не произойти, из-за чего не произойдет автоматического выпуска воздушных тормозов и интерцепторов, а также реверсивных устройств двигателей, что приводит к катастрофе (https://ru.wikipedia.org/wiki/Катастрофа Ту-204 во Внукове).
При реверсировании хвостового двигателя с помощью двух (верхней и нижней) реверсных струй в случае сильного бокового ветра возможно попадание верхней реверсной струи на руль направления самолета (затенение руля). При интенсивном реверсе двигателей струя газов мешает нормальному обтеканию плоскости руля и его эффективность резко падает. Если в этот момент самолет получит извне импульс к изменению направления, например, от порыва бокового ветра, выдержать направление с помощью аэродинамического руля будет проблематично. Это приводит к потере управляемости самолетом после его приземления (https://www.gazeta.ru/. Павел Котляр, «Дуглас» сдуло реверсом. 15.09.2016).
Указанные недостатки снижают эффективность известного способа реверсирования тяги двигателей.
Известен способ реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя, который состоит в перекрытии потока воздуха во внешнем контуре за счет поворотных створок, и выпуска воздуха второго контура в виде струй, направленных по ходу движения (Патент US 20160053718). Указанные створки поворачивают вокруг оси вращения так, что задняя по ходу движения часть створки входит во второй контур и перекрывает его, а передняя часть створки выполняет роль направляющей поверхности для реверсного потока. В зависимости от количества используемых створок, расположенных симметрично относительно вертикальной плоскости двигателя, формируется две или четыре реверсные струи.
Недостатком такого способа также является плохая организация истечения реверсных струй, что приводит к опасности прилипания струй к гондоле двигателя в силу эффекта Коанда и заброса горячего воздуха на вход двигателя. В этом способе увеличение угла разворота струй реверса приводит к меньшему перекрытию второго контура двигателя, а значит и к большему сохранению прямой тяги двигателя. При использовании двух створок, также трудно обеспечить полное перекрытие потока воздуха во втором контуре двигателя, а использование многих створок усложняет и утяжеляет двигатель и может привести к попаданию нижних струй на ВПП.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является разработка способа реверсирования тяги двигателя, при котором исключаются возможности попадания горячего воздуха реверса на поверхность ВПП и заброс струи на вход как собственного, так и соседних двигателей при их наличии. Дополнительной задачей является повышение эффективности действия собственно струи реверса, а также получение возможности использования реверса при любой скорости движения самолета, т.е. снятие ограничений по скорости, при которой необходимо отключать реверс. Дополнительной задачей является повышение устойчивости самолета на ВПП, особенно с низким коэффициентом сцепления с полосой, за счет прижатия самолета к полосе с помощью реверса.
Техническим результатом, достигаемым в предлагаемом способе, является повышение эффективности действия реверса тяги за счет увеличения угла отклонения реверсируемого потока без опасности заброса струи на вход в собственный или соседний двигатель и исключение попадания посторонних предметов с поверхности ВПП в двигатель. Другим техническим результатом является возможность использования реверса тяги при любой скорости движения самолета по ВПП, что приводит к существенному снижению длины пробега самолета при посадке, а также безопасное и эффективное торможение самолета на обледенелой полосе. Также техническим результатом является значительное снижение нагрузки на фрикционные тормоза самолета, устранение опасности их перегрева и продление срока службы фрикционных тормозов и пневматиков.
Получение технического результата изобретения осуществляется за счет того, что при переходе в режим реверса тяги на реверсном участке двигателя открывают отверстия во внешней стенке второго контура и реверсный люк внешней обечайки двигателя для вывода реверсной струи. При этом перекрывают поток воздуха во втором контуре и тем самым воздух из второго контура через открытые отверстия и радиальные каналы направляют в герметично подключенные к их выходу уложенные под реверсным люком и имеющие плавное сужение проходного сечения поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани. В этих воздуховодах разворачивают движение воздуха в сторону движения самолета, ускоряют его в сужающейся части и выбрасывают его в атмосферу под углом к направлению движения самолета. Выходной контур реверсного сопла, к которому присоединена ткань воздуховодов, выдвигают за пределы поперечного сечения гондолы двигателя одновременно с открытием реверсного люка с помощью силовых элементов. Этим устанавливают необходимый угол реверсной струи по отношению к оси двигателя, при этом при размещении двигателя на пилоне под крылом, реверсный люк располагают в верхней части двигателя со стороны пилона симметрично вертикальной плоскости двигателя, а при хвостовом размещении двигателя его располагают в боковой части двигателя со стороны, противоположной горизонтальному пилону.
При размещении двигателей под крылом реверс тяги включают по сигналу обжатия хотя бы одной основной стойки шасси.
Предлагаемый способ поясняется чертежами фиг. 1 и фиг. 2. На фиг. 1а) схематически представлен двигатель, подвешенный на пилоне под крылом самолета, работающий в режиме прямой тяги, а на фиг. 1б) - работающий в режиме обратной тяги. На фиг. 2а) схематически представлен двигатель, установленный на хвостовом пилоне, работающий в режиме обратной тяги, а на фиг. 2б) - работающий в режиме прямой тяги.
В процессе реверсирования тяги двигателя 1 выдвигают из гондолы складывающийся в нее выходной контур 2 реверсного сопла. После этого перекрывают поток воздуха во втором контуре и открывают каналы во внешнем контуре двигателя (не показано) и выпускают воздух в атмосферу одной объединенной реверсной струей из выходного контура 2 реверсного сопла.
При переходе в режим прямой тяги открывают проток воздуха во втором контуре, и перекрывают каналы выхода воздуха из внешнего контура двигателя. После этого убирают в гондолу складывающееся в нее подвижное реверсное сопло.
При указанной схеме организации реверсных струй исключено их попадание на поверхность ВПП, а также на вход собственного или соседнего двигателя. Исключено также прилипание струй к поверхности гондолы в силу эффекта Коанда, так как реверсная струя истекает из выдвигаемого за пределы гондолы складывающегося сопла и не может попасть на поверхность гондолы. Пример 1.
Оценим возможность прижатия самолета к ВПП при работе реверса самолета ТУ-204 по предлагаемому способу. При анализе аварии (https://ru.wikipedia.org/wiki/ Катастрофа Ту-204 во Внукове) установлено, что колебания по крену при попеременном обжатии то левой, то правой опор шасси происходили с креном от 4.4° влево до 2,6° вправо. Это означает, что при расстоянии между колесами шасси ТУ-204 примерно 8.7 м, правые колеса находилось над полосой на расстоянии около 0.66 м, когда левые колеса находилось на полосе. Если принять, что максимальная тяга реверса двигателя ПС-90 составляет 3600 кгс, а угол реверсной струи по отношению к горизонту составляет 30°, то суммарная сила от двух двигателей, прижимающая самолет к полосе составит 4156 кгс, или 40770 Н. При посадочной массе самолета, равной 88000 кг время перемещения самолета на 0.66 м по вертикале за счет прижимающей силы составит примерно 1.7 с. Для сравнения: время включения реверса должно быть не более 2 с. После этого попеременное обжатие то левой, то правой опор шасси будет невозможно, а обжатие опор выровняется и произойдет автоматический выпуск воздушных тормозов и интерцепторов, если они еще не были выпущены. Это говорит о том, что при обжатии только одной стойки шасси после касания ВПП в предлагаемом способе можно и нужно включать реверс тяги.
Известно устройство реверсирования тяги двигателя, содержащее перемещаемые элементы в виде створок, которые в закрытом положении составляют одно целое с наружной стенкой второго контура и поверхностью гондолы двигателя. В открытом положении створки открывают систему каналов для вывода реверсивной струи из двигателя, перекрывают второй контур двигателя и отводят поток воздуха в виде струй реверса. Внутри каждого перемещаемого элемента с передней стороны расположены элементы в форме лопаток, обеспечивающие направление отклоняемого потока (Патент РФ №2101534. F02K 1/56 (1995.01). 10.01.1998).
Недостатком такого устройства является его невысокая эффективность, связанная с тем, что угол отклонения потока ограничен величиной в 110-150 градусов, так как больший разворот потока приводит к прилипанию реверсной струи к гондоле двигателя. Это приводит к попаданию струи на вход двигателя и его неустойчивой работе - помпажу. Кроме того, в этом устройстве происходит попадание струй реверса из открытых нижних створок на поверхность взлетно-посадочной полосы, а оттуда и в воздухозаборник двигателя. Это может вызвать помпаж двигателей на пробеге самолета с применением реверса тяги и повреждение рабочих лопаток компрессора посторонними предметами, забрасываемыми реверсивными струями с поверхности аэродрома. Такое влияние ВПП на заброс струй в двигатель заставляет экипаж отключать реверс тяги на высоких скоростях пробега и продолжать торможение за счет механических тормозов колес шасси.
Известно устройство реверсирования тяги двигателя, содержащее отклоняющую решетку, а также внешнюю и внутреннюю силовые обечайки подвижного корпуса. Внешняя и внутренняя силовые обечайки соединены между собой каретками. Каретки установлены подвижно на осевых направляющих стержнях, которые закреплены на переднем и заднем неподвижных корпусах. Задние фланцы внутренней обечайки соединены с дополнительными внутренними стержнями. Осевые направляющие стержни выполнены полыми с возможностью размещения в их полостях внутренних стержней телескопически. Задние хвостовики внутренних стержней закреплены на задних фланцах внутренней силовой обечайки подвижного корпуса (Патент РФ №2 439 357. F02K 1/72 (2006.01), 01.01.2012).
Недостатком такого устройства является его невысокая эффективность, связанная с тем, что угол отклонения потока ограничен величиной в 110 - 150 градусов, так как больший разворот потока приводит к прилипанию реверсной струи к гондоле двигателя. Это приводит к попаданию струи на вход двигателя и его помпажу. Кроме того, устройство создает веерную струю воздуха, выходящую из направляющих решеток. Часть этой струи попадает на взлетно-посадочную полосу и создает «газовый вал» под двигателем и фюзеляжем самолета. Это также может вызвать помпаж двигателей и повреждение рабочих лопаток компрессора посторонними предметами, забрасываемыми реверсивными струями с поверхности аэродрома, искажению показаний приборной скорости у летного экипажа и вызывает появление кабрирующего момента самолета (А. Комов, С. Фадин. Проблемы применения реверса тяги. Aviation Explorer, 14 ноября 2013 года). Кроме того, веерная струя может попадать на вход не только собственного двигателя, но и соседнего двигателя при его наличии. Это заставляет экипаж отключать реверс тяги на высоких скоростях и продолжать торможение за счет механических тормозов колес шасси.
Указанные недостатки рассмотренных способов связаны с отсутствием достаточного места для организации реверсных струй в пространстве между двигателем и обтекателем гондолы, в котором очень плотно расположены агрегаты и коммуникации двигателя.
Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание устройства реверса тяги, которое исключает прилипание реверсивной струи к гондоле двигателя и ее попадание на поверхность ВПП, что исключает заброс струи на вход как собственного, так и соседнего двигателя при его наличии. Дополнительной задачей является повышение эффективности действия собственно струи реверса и повышении устойчивости самолета на ВПП с низким коэффициентом сцепления.
Техническим результатом, достигаемым в заявленном изобретении, является повышение эффективности действия реверса тяги за счет увеличения угла отклонения реверсируемого потока без опасности заброса струи на вход в собственный или соседний двигатель и исключение попадания посторонних предметов с поверхности ВПП в двигатель. Другим техническим результатом является возможность использования реверса тяги при любой скорости движения самолета по ВПП, что приводит к существенному снижению длины пробега самолета при посадке, а также безопасное и эффективное торможение самолета на полосе с низким коэффициентом сцепления. Также техническим результатом является значительное снижение нагрузки на фрикционные тормоза самолета, устранение опасности их перегрева и продление срока службы фрикционных тормозов и пневматиков. Дополнительным техническим результатом является возможность осуществления самолетом разворотов малого радиуса на 180 градусов за счет работы двигателей одного борта в режиме прямой тяги, а двигателей противоположного борта в режиме реверса тяги, а также движения самолета задним ходом.
Получение технического результата изобретения осуществляется за счет того, что устройство имеет реверсный люк в поверхности гондолы двигателя, жестко соединенный с подвижной частью обтекателя пилона при его наличии, имеющий ось вращения на поворотных рычагах в хвостовой части и выдвигаемый из-под реверсного люка за пределы обечайки на поворотных рычагах выходной контур реверсного сопла в носовой части двигателя. Выходной контур сопла соединен с реверсным люком в передней его части с помощью установленных на нем роликов, перемещаемых в продольных пазах силовых ребер реверсного люка. Поворотные рычаги сопла через промежуточные тяги-толкатели соединены со штоками гидравлических цилиндров привода сопла и реверсного люка, закрепленных на силовой части конструкции двигателя. Под реверсным люком уложены по обе стороны от оси люка имеющие плавное сужение проходного сечения поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани, вход которых по воздуху присоединен к выходу радиальных каналов во внешней стенке наружного контура двигателя, а выход по воздуху тканых воздуховодов герметично закреплен на выходном контуре выдвигаемого реверсного сопла.
Устройство перекрытия потока второго контура двигателя представляет собой участок внешней обечайки второго контура, набранный из створок, поворачиваемых внутрь до упора во внутреннюю обечайку второго контура. Створки имеют осевую длину, превышающую радиальный размер второго контура и узлы вращения в своей хвостовой части. В закрытом состоянии набор створок образует участок цилиндрической поверхности внешней обечайки, перекрывающий систему радиальных каналов для вывода реверсного воздуха из двигателя, а в открытом состоянии створки передней своей поверхностью с соответствующим вырезом примыкают к цилиндрической поверхности внутренней обечайки второго контура. Половина створок набора, установленных через одну, имеет продольные оттянутые уплотнительные кромки, на которых размещены мягкие деформируемые уплотнители и которые в закрытом состоянии перекрывают в окружном направлении соседние створки, не имеющие таких кромок. К каждой створке прикреплена на поворотной петле тяга-толкатель, которая через шарнир соединена со штоком гидроцилиндра. Плоскость осей вращения створок без уплотнительных кромок сдвинута по отношению к плоскости осей вращения створок с уплотнительными кромками по оси двигателя на величину Δ = δ / sin α, где δ - толщина створки внешней обечайки второго контура, а α - угол наклона открытой створки к оси двигателя. Осевая длина створок превышает осевую длину радиальных каналов на ширину кольцевого мягкого деформируемого уплотнителя, установленного под кромками створок в углублении внешней обечайки второго контура вне радиальных каналов.
Хвостовые части створок соединены тканевым уплотнителем с внешней поверхностью неподвижной части наружной обечайки второго контура, исключающим перетекание воздуха из радиальных каналов в наружный контур за устройством перекрытия потока при открытии створок.
Поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани покрыты тонкой пружинной сеткой, сжимающей воздуховоды при отсутствии в них потока воздуха.
Преимуществом предлагаемого изобретения является значительное увеличение обратной тяги реверса за счет увеличения угла отклонения потока реверса, исключение попадания реверсной струи в собственный или соседний двигатель при его наличии и на поверхность ВПП, что дает возможность безопасного торможения реверсом на любой скорости движения самолета по ВПП, в том числе при наличии бокового ветра и слабом коэффициенте сцепления колес с полосой. Другим преимуществом является значительное снижение нагрузки на фрикционные тормоза, особенно в режиме экстренного отказа от взлета. Это исключает возможность их перегрева и увеличивает интенсивность использования самолета на коротких маршрутах.
Предлагаемое устройство поясняется чертежами на фиг. 1-7.
На фиг. 1а) схематически представлен двигатель, подвешенный на пилоне под крылом самолета, работающий в режиме прямой тяги, а на фиг. 1б) - работающий в режиме обратной тяги.
На фиг. 2а) схематически представлен двигатель установленный на хвостовом пилоне, работающий в режиме обратной тяги, а на фиг. 2б) - работающий в режиме прямой тяги.
На фиг. 3 представлен вид спереди на двигатель в режиме обратной тяги. На фиг. 4 показан выдвигаемый выходной контур реверсного сопла. На фиг. 5 показано устройство перекрытия наружного контура двигателя и уплотнение створок этого устройства.
На фиг. 6 показана схема открытия и закрытия створок устройства перекрытия потока.
На фиг. 7 показан тканый воздуховод с покрывающей его тонкой пружинной сеткой.
На фиг. 1 представлен двигатель 1, подвешенный на пилоне 3 под крылом самолета. Реверсивное устройство имеет реверсный люк 4 в поверхности гондолы двигателя, который жестко соединен с подвижной частью 5 обтекателя пилона 3. Реверсный люк 4 имеет ось вращения на поворотных рычагах 6. Выходной контур 2 реверсного сопла на поворотных рычагах 7 соединен через промежуточные тяги-толкатели 8 со штоками 9 гидравлических цилиндров 10. Неподвижные оси 17 вращения поворотных рычагов 7 и гидравлические цилиндры 10 закреплены на силовой части конструкции двигателя (не показано). Выходной контур 2 сопла соединен с реверсным люком 4 в передней его части с помощью установленных на нем роликов 11. Ролики 11 перемещаются в продольных пазах 12 силовых ребер реверсного люка 4. Под реверсным люком 4 по обе стороны от его оси уложены поворотные раздуваемые воздуховоды 13 из воздухонепроницаемой ткани. Вход по воздуху воздуховодов 13 присоединен к выходу радиальных каналов 14 во внешней стенке наружного контура двигателя. На фиг. 2 представлено это же устройство, но для случая двигателя, устанавливаемого на горизонтальном пилоне в хвостовой части самолета.
На фиг. 3 более подробно показан выходной контур 2 реверсного сопла и сообщение радиальных каналов 14 реверса с наружным контуром двигателя. Вход в радиальные каналы 14 отделен от наружного контура двигателя поворотными створками 15 и 16. Створки 15 и 16 в хвостовой своей части имеют узлы вращения (не показаны). В закрытом состоянии набор створок образует участок цилиндрической поверхности внешней обечайки, а в открытом состоянии створки складываются в поверхность, близкую поверхности усеченного конуса. Выход по воздуху тканых воздуховодов 13 герметично закреплен на выходном контуре 2 выдвигаемого реверсного сопла. Неподвижные оси 17 вращения поворотных рычагов 7 закреплены на силовой части конструкции двигателя (не показано), а подвижные оси 18 установлены во втулках 19 промежуточных тяг-толкателей 8.
На фиг. 4 показана форма выходного контура 2 реверсного сопла на поворотных рычагах 7 с неподвижными 17 и подвижными 18 осями вращения и роликами 11. Стрелкой показано направление поворота выходного контура 2 реверсного сопла относительно осей 17 при его убирании в гондолу под реверсный люк 4.
На фиг. 5 показан вид спереди на открытое устройство перекрытия потока второго контура двигателя. Как показано на видах В и Г-Г створки 15 имеют продольные оттянутые уплотнительные кромки 20, на которых размещены мягкие деформируемые уплотнители 21. В закрытом состоянии уплотнительные кромки 20 перекрывают края створок 16, не имеющих оттянутых кромок. В результате контакта створок 15 и 16 через деформируемое уплотнение 21 обеспечивается герметичность участка. Створки 15 и 16 имеют поворотные петли 22, к которым присоединены тяги-толкатели 23, через шарниры 24 соединенные со штоками 25 гидроцилиндров (см. также фиг. 6). На виде В показана развертка поверхности устройства перекрытия потока. Передние поверхности створок 15 и 16 имеют показанные вырезы, которыми створки при открытии ложатся на цилиндрическую поверхность внутренней обечайки второго контура. Длина открываемых створок 15 и 16 превосходит осевую ширину L радиальных каналов 14, указанную на виде В, поэтому края створок 15 и 16 при их закрытии укладываются на кольцевое мягкое деформируемое уплотнение 27, уложенное в углублении внешней обечайки второго контура. Уплотнения 21 и 27 на виде В условно показаны штриховкой, совместно с уплотнением 26 они обеспечивают герметичность второго контура двигателя.
На фиг. 6а) и б) показан вид Д-Д фиг. 5 привода створок устройства перекрытия потока второго контура двигателя. На фиг. 6а) представлен привод створок 15, а на фиг. 6б) привод створок 15 и 16. Штоки 25 гидравлических цилиндров через шарниры 24 соединены с тягами-толкателями 23, которые подсоединены к поворотным петлям 22 створок 15 и 16. Плоскость осей вращения створок 16 смещена по отношению к плоскости осей вращения створок 15 на величину ∆ в сторону выходного сопла двигателя. Хвостовые части створок 15 и 16 соединены тканевым уплотнителем 26 с внешней поверхностью неподвижной части наружной обечайки второго контура. Под кромками створок 15 и 16 в углублении внешней обечайки второго контура установлен кольцевой мягкий деформируемый уплотнитель 27.
На фиг. 7а) показан вид поворотного раздуваемого воздуховода 13 из воздухонепроницаемой ткани в процессе движения в нем воздуха. Поворотные раздуваемые воздуховоды 13 покрыты тонкой пружинной сеткой 28, сжимающей воздуховоды при отсутствии в них потока воздуха. На фиг. 7б) показана ткань воздуховода в сжатом состоянии, а на фиг. 7в) показан участок воздуховода, раздутый давлением реверсного воздуха. При этом пружинная сетка 28 растянута.
Реверсивное устройство работает следующим образом. При включении реверса штоки 9 гидравлических цилиндров 10 через промежуточные тяги-толкатели 8 перемещают подвижные оси вращения 18 поворотных рычагов 7. В результате поворотные рычаги 7 поворачиваются вокруг неподвижных осей вращения 17 и выходной контур 2 реверсного сопла выходит из-под реверсного люка 4. Ролики 11 реверсного сопла 2 перемещаются в продольных пазах 12 силовых ребер реверсного люка 4 и поднимают его. При этом возникающее усилие обеспечивает поворот хвостовой части люка 4 на поворотных рычагах 6, что отодвигает люк от гондолы двигателя, освобождая пространство для раздуваемых реверсным воздухом поворотных воздуховодов 13. Одновременно с этим штоки 25 гидравлических цилиндров створок 15 и 16 перемещаются в осевом направлении. При этом перемещаются и поворачиваются тяги-толкатели 23, подсоединенные к шарнирам 24 штоков 25. В результате, действуя на поворотные петли 22 створок, тяги-толкатели 23 поворачивают створки 15 и 16 вокруг их осей вращения. Поскольку осевая длина створок превышает радиальный размер второго контура, створки устанавливаются под углом к оси двигателя, а за счет вырезов в своей передней части створки 15 и 16 входят в плотный контакт (упор) с внутренней цилиндрической обечайкой второго контура. Из-за осевого смещения Д створки 15, на которых имеются продольные оттянутые уплотнительные кромки 20, при открытии оказываются снаружи створок 16. Створки 15 и 16 сходятся, не мешая друг другу и располагаются на поверхностях двух плотно вложенных друг в друга усеченных конусов, перекрывая поток воздуха во втором контуре. В результате перекрытия внешнего контура двигателя створками воздух направляется в систему радиальных каналов 14. Из радиальных каналов 14 воздух поступает в поворотные раздуваемые воздуховоды 13 из воздухонепроницаемой ткани. В них воздух разворачивается и через выходной контур 2 реверсного сопла выбрасывается в атмосферу. В силу такой организации потока реверсного воздуха он не попадает на ВПП, кроме того исключено попадание этого воздуха как на вход собственного, так и на вход соседних двигателей. Вертикальная составляющая реверсной тяги прижимает самолет к ВПП, что благоприятно сказывается на сцеплении пневматиков с полосой, особенно в случае наличия влаги, снега и т.д.
При выключении реверса штоки 25 гидравлических цилиндров створок 15 и 16 перемещаются в обратном направлении. Тяги-толкатели 23, подсоединенные к шарнирам 24 штоков 25 тянут поворотные петли 22 створок и поворачивают створки 15 и 16 вокруг их осей вращения. При этом в конце движения продольные кромки створок 16 ложатся на продольные оттянутые уплотнительные кромки 20 створок 15 и сжимают мягкие деформируемые уплотнители 21, обеспечивая герметичность соединения соседних створок между собой. Передние концевые кромки створок 15 и 16 ложатся на кольцевой мягкий деформируемый уплотнитель 27, установленный под кромками створок 15 и 16 в углублении внешней обечайки второго контура. Герметичность хвостовой части створок 15 и 16 обеспечивается тканевым кольцевым уплотнителем 26, который герметично соединен с хвостовыми частями створок 15 и 16 и внешней поверхностью неподвижной части наружной обечайки второго контура.
После перекрытия радиальных каналов 14 створками 15 и 16 остатки реверсного воздуха высокого давления покидают полость раздуваемых воздуховодов 13. Пружинная сетка 28 сжимает воздуховоды, и они компактно располагаются в реверсном люке 4. После этого реверсный люк 4 закрывают. Для этого включают гидравлические цилиндры 10, которые втягивают штоки 9 и через промежуточные тяги-толкатели 8 перемещают подвижные оси вращения 1 8 поворотных рычагов 7. В результате поворотные рычаги 7 поворачиваются вокруг неподвижных осей вращения 17 и выходной контур 2 реверсного сопла втягивается под реверсный люк 4. Ролики 11 реверсного сопла 2 перемещаются в продольных пазах 12 силовых ребер реверсного люка 4 и опускают его. При этом возникающее усилие обеспечивает поворот хвостовой части люка 4 на поворотных рычагах 6, что устанавливает люк 4 на место в гондоле двигателя.