Реактивное сопло с центральным телом
JET NOZZLE WITH CENTRAL BODY

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, к соплам с выходным устройством авиационного газотурбинного двигателя, а именно, к реактивным соплам с центральным телом.
Известно реактивное сопло авиационного газотурбинного двигателя с центральным телом, содержащее выходное устройство с центральным телом и выходным сечением, отличным от осесимметричного (патент RU №2042852, опубл. 27.08.1995).
Недостатками известного устройства является значительные нагрузки, приходящие с выходного устройства на места его крепления к двигательной части сопла, что может приводить к снижению надежности работы узла стыковки двигательной части сопла и выходного устройства, а также к раскрытию стыков в местах их соединения, что может приводить к потерям из-за утечек потока в образующиеся щели из проточной части на выходе из реактивного сопла, то есть недостаточная надежность и большие потери потока.
Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является устранение недостатков известного устройства, то есть конструктивное снижение эксплуатационных нагрузок на узел соединения двигательной части реактивного сопла с выходным устройством и исключение возможности утечек потока рабочего тела из проточной части, а также снижение сопротивления потоку проточной частью за счет увеличения жесткости элементов ее образующих, то есть за счет снижения их деформирования в процессе работы, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению надежности работы и коэффициента полезного действия (КПД) узла в целом.
Указанный технический результат достигается тем, что реактивное сопло с центральным телом, соединенное с двигателем и содержащее выходное устройство с центральным телом, проточной частью и выходным сечением, отличным от осесимметричного, согласно предложению содержит двигательную часть, закрепленную на двигателе, с концентрической проточной частью, ограниченной, по меньшей мере, одним корпусом, причем двигательная часть содержит силовой пояс крепления к самолету, при этом выходное устройство содержит, по меньшей мере, два наружных корпуса, и выполнено с возможностью закрепления на самолете, по меньшей мере, двумя средствами крепления и с возможностью соединения с двигательной частью посредством герметичного упругого элемента, при этом проточная часть выходного устройства со стороны герметичного упругого элемента выполнена цилиндрической.
Герметичный упругий элемент может быть выполнен в виде сильфона.
Выходное устройство может быть выполнено с горизонтальным центральным телом.
Выходное устройство может быть выполнено из трех корпусов и собрано посредством фланцевых соединений.
Первый по потоку рабочего тела корпус выходного устройства может быть снабжен средством крепления к самолету в виде силового пояса, а второе средство крепления к самолету может быть выполнено в виде развитых наружу фланцев соединения второго и третьего корпусов.
Двигательная часть может содержать кок стекания, закрепленный на двигателе внутри нее.
Снабжение реактивного сопла двигательной частью, закрепленной на двигателе, с концентрической проточной частью, ограниченной, по меньшей мере, одним корпусом, причем двигательная часть содержит силовой пояс крепления к самолету, позволяет с минимальными потерями доставить рабочее тело от двигателя к выходному устройству по проточной части за счет ее формы и наличия жесткого силового пояса, что приводит к повышению надежности работы и КПД узла в целом.
Выполнение выходного устройства с возможностью закрепления на самолете и с возможностью соединения с двигательной частью посредством герметичного упругого элемента позволяет снизить нагрузку с выходного устройства на узел соединения с двигательной частью за счет передачи данной нагрузки на силовые элементы самолета через места закрепления к нему и разгрузки двигательной части сопла за счет упругости герметичного упругого элемента между ней и выходным устройством. Снижение утечек рабочего тела из проточной части достигают за счет герметичности узла соединения двигательной части реактивного сопла и выходного устройства, то есть герметичного упругого элемента. Все это приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению надежности работы и КПД узла в целом.
Выполнение выходного устройства из, по меньшей мере, двух наружных корпусов и снабжение, по меньшей мере, двумя средствами крепления к самолету позволяет более равномерно передавать нагрузку с выходного устройства на элементы самолета, при этом способствует меньшему деформированию проточной части выходного устройства, чем снижает сопротивление при протекании рабочего тела в его проточной части, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению надежности работы и КПД узла в целом.
Выполнение проточной части выходного устройства со стороны герметичного упругого элемента цилиндрической позволяет обеспечить требуемую герметичность стыка между выходным устройством и герметичным упругим элементом, так как обеспечить герметичность соединения по концентрическим поверхностям проще и надежнее, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению надежности работы и КПД узла в целом.
Кроме того, выполнение герметичного упругого элемента в виде сильфона позволяет использовать стандартизованный герметичный упругий элемент с известными характеристиками ресурса работы, упругости и герметичности, что приводит к повышению надежности работы узла в целом.
Кроме того, выполнение выходного устройства с горизонтальным центральным телом позволяет обеспечить минимальные потери потока при протекании рабочего тела в проточной части выходного устройства и минимизировать потери при истекании из последнего, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению КПД узла в целом.
Кроме того, выполнение выходного устройства из трех корпусов и сборка его посредством фланцевых соединений позволяет обеспечить возможность реализовать переход от цилиндрического сечения проточной части в месте соединения к другой форме поперечного сечения на выходе из проточной части для снижения потерь потока в ней, снабдить выходное устройство средствами крепления к самолету и обеспечить наружным обечайкам корпусов дополнительную жесткость в виде фланцевых соединений последних, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению КПД узла в целом.
Кроме того, выполнение выходного устройства из трех корпусов, где первый корпус по потоку рабочего тела снабжен средством крепления к самолету в виде силового пояса, а второе средство крепления выполнено в виде развитых наружу фланцев соединения второго и третьего корпусов, позволяет более равномерно передавать нагрузку с выходного устройства на элементы самолета, при этом способствует меньшему деформированию проточной части выходного устройства, чем снижает сопротивление при протекании рабочего тела в его проточной части, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению надежности работы и КПД узла в целом.
Кроме того, снабжение двигательной части коком стекания, закрепленным на двигателе внутри нее, позволяет обеспечить минимизацию потерь в пограничной области между двигателем и реактивным соплом при протекании рабочего тела в проточной части, что приводит к уменьшению потерь потока в каналах проточной части и повышению КПД узла в целом.
На фигуре чертежа представлен эскиз продольного разреза реактивного сопла с горизонтальным центральным телом.
В частном случае реализации реактивное сопло содержит двигательную часть 1, выходное устройство 2, которое снабжено горизонтальным центральным телом 3, и герметичный упругий элемент, выполненный в виде сильфона 4, который герметично, без передачи силовой связи, за счет своей упругости соединяет двигательную часть 1 с выходным устройством 2. Двигательная часть 1 содержит закрепленные на двигателе 5 посредством фланцевых соединений наружный корпус 6 и кок стекания 7, размещенный внутри последнего. Выходное устройство 2 содержит последовательно установленные от сильфона 4 передний корпус 8, выполненный цилиндрическим, переходной корпус 9 и выходной корпус 10, собранные воедино посредством фланцевых соединений. Внутри переходного корпуса 9 и выходного корпуса 10 жестко закреплено горизонтальное центральное тело 3, например, посредством приварки к выходному корпусу 10. При этом наружный корпус 6 и передний корпус 8 содержат по силовому поясу 11, 12 крепления к самолету. Также выходное устройство 2 снабжено вторым средством крепления к самолету 13, выполненным в виде развитых фланцев соединения переходного корпуса 9 и выходного корпуса 10.
Сборка реактивного сопла осуществляется следующим образом. На двигатель 5 устанавливают кок стекания 7 и наружный корпус 6 с предварительно установленным на нем сильфоном 4, например, посредством фланцевого соединения. Приваривают центральное тело 3 к выходному корпусу 10. После чего завершают сборку выходного устройства 2, собирая воедино его корпуса 8, 9, 10 посредством фланцевых соединений. Соединяют двигательную часть с выходным устройством 2, например, посредством фланцевого соединения сильфона 4 с передним корпусом 8.
По всем каналам проточной части, сформированной соответствующими поверхностями наружного корпуса 6, кока стекания 7, сильфона 4, переднего корпуса 8, переходного корпуса 9, выходного корпуса 6 и центрального тела 3, обеспечивается плавность переходов между смежными поверхностями, что обеспечивает минимизацию потерь при работе реактивного сопла. При этом минимизируются деформации данных элементов конструкции за счет наличия таких элементов, как фланцевые соединения и силовые пояса 11, 12. Рабочее тело, протекая по каналам проточной части выходного устройства 2, в частности, обтекая центральное тело 3, создает значительное усилие, которое передается на элементы самолета через силовой пояс 12, расположенный на переднем корпусе 8, и второе средство крепления к самолету 13, не нагружая двигательную часть 1.
Реализация закрепления одной части реактивного сопла на двигателе, а второй части на самолете с обеспечением герметичности проточной части в месте соединения последних за счет установки между ними герметичного упругого элемента позволяет уменьшить потери потока в каналах проточной части и повышению надежности работы, КПД узла и двигателя в целом.