RU2768665C1 - Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation - Google Patents
Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2768665C1 RU2768665C1 RU2021129745A RU2021129745A RU2768665C1 RU 2768665 C1 RU2768665 C1 RU 2768665C1 RU 2021129745 A RU2021129745 A RU 2021129745A RU 2021129745 A RU2021129745 A RU 2021129745A RU 2768665 C1 RU2768665 C1 RU 2768665C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- reverse
- hatch
- circuit
- air
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/70—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing
- F02K1/72—Reversing fan flow using thrust reverser flaps or doors mounted on the fan housing the aft end of the fan housing being movable to uncover openings in the fan housing for the reversed flow
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к реверсированию тяги газотурбинных двигателей и соответствующим реверсивным устройствам.The invention relates to aeronautical engineering, namely to reversing the thrust of gas turbine engines and related reversing devices.
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.A known method of reversing the thrust of a double-circuit gas turbine engine, which consists in blocking the flow of the working fluid of the entire engine or only the outer circuit and outputting it through openable channels in the outer shell of the outer circuit of the engine and the clearance in the surface of the nacelle, occupied by open gratings or opened by its sliding fairing, in the form jets directed in the direction of travel (A.A. Inozemtsev, U.A. Konyaev, V.V. Medvedev and others. Aircraft engine PS-90A. M. 2007. - 320 p.). In the open grate method, when switching to the reverse thrust mode, the gratings on the side of the secondary circuit are opened with rotary shutters, which at the same time block the flow to the nozzle and direct gases into the gratings. In the method with a sliding fairing opening a gap in the surface of the gondola, the annular gas flow to the nozzle is blocked by special shutters. In both cases, the reversal of the gas or air flow of the external circuit in the direction of aircraft movement is actually carried out within the cross section of the nacelle due to the use of blade gratings that turn the flow. In the first case, the reverse thrust is created by two symmetrical reverse jets - the upper one directed away from the runway (RWY) and the lower one directed towards the RWY. In the second case, the reverse thrust is created by two fan jets that leave the engine through an almost circumferentially full clearance in the nacelle surface, excluding the lower section where the drive units are located and the upper section where the engine is attached to the pylon.
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.The disadvantage of this method is the poor organization of the outflow of reverse jets, which leads to the risk of jets sticking to the engine nacelle due to the Coanda effect and hot air being thrown into the engine inlet, which makes it necessary to limit the angle of flow reversal in the reversing device when designing the engine. When two engines are located under one wing, the reverse jets of the inner engine can enter the inlet of the outer engine at high speeds. This forces the reverse of the internal motors to be abandoned, which makes braking less effective. On the other hand, jets hitting the runway surface can also cause hot air and foreign objects to be drawn from the runway into the engine. This limits the range of speeds at which reverse braking is allowed to occur at high runway speeds, resulting in a significant load on the mechanical landing gear brakes. So, for example, according to the flight manual for the IL-76 aircraft, the speed at which it is necessary to turn off the reverse thrust is 120 km/h, however, even at a speed of 190 km/h, reverse jets are thrown at the engine inlet. On the IL-476, when the aircraft touches the runway surface on landing at 220-230 km/h, reverse jets are thrown already at 220 km/h (A. Komov, S. Fadin. Problems of using thrust reverser. Aviation Explorer. November 14, 2013). All this limits the use of reverse to high speeds, as a result of which only about 30% of the braking energy falls on the share of reverse.
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).Another disadvantage of such a reverse system in the presence of a side wind and a slight roll is the possibility of its failure when the spoilers are not released for any reason. In this case, the aircraft can touch the runway only with the left or right landing gear. In this case, oscillations can occur in a roll to the left - to the right and compression of either the left or right landing gear. Simultaneous compression of both main landing gear may not occur, due to which there will be no automatic release of air brakes and spoilers, as well as engine reversers, which leads to a disaster (https://ru.wikipedia.org/wiki/Tu-204 crash at Vnukovo).
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).When reversing the tail engine with the help of two (upper and lower) reverse jets in the case of a strong side wind, the upper reverse jet may hit the aircraft rudder (rudder shadowing). With an intensive reverse of the engines, the gas jet interferes with the normal flow around the rudder plane and its efficiency drops sharply. If at this moment the aircraft receives an impulse from the outside to change direction, for example, from a gust of crosswind, it will be problematic to maintain the direction using the aerodynamic rudder. This leads to loss of aircraft control after landing (https://www.gazeta.ru/. Pavel Kotlyar, Douglas was blown away by reverse. 09/15/2016).
Указанные недостатки снижают эффективность известного способа реверсирования тяги двигателей.These shortcomings reduce the efficiency of the known method of reversing engine thrust.
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.A known method of reversing the thrust of a bypass gas turbine engine, which consists in blocking the air flow in the outer circuit due to the rotary shutters, and the release of secondary air in the form of jets directed in the direction of travel (Patent US 20160053718). Said flaps are rotated around the axis of rotation so that the rear part of the flap in the direction of travel enters the second circuit and overlaps it, and the front part of the flap acts as a guide surface for the reverse flow. Depending on the number of flaps used, located symmetrically with respect to the vertical plane of the engine, two or four reverse jets are formed.
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.The disadvantage of this method is also the poor organization of the outflow of reverse jets, which leads to the risk of jets sticking to the engine nacelle due to the Coanda effect and hot air being thrown into the engine inlet. In this method, an increase in the angle of turn of the reverse jets leads to a smaller overlap of the second circuit of the engine, and hence to a greater preservation of the direct thrust of the engine. When using two flaps, it is also difficult to completely shut off the air flow in the second circuit of the engine, and the use of many flaps complicates and weighs the engine and can lead to bottom jets hitting the runway.
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.The task to be solved by the present invention is to develop a method for reversing engine thrust, which eliminates the possibility of hot reverse air getting on the runway surface and throwing a jet at the inlet of both own and neighboring engines, if any. An additional task is to increase the efficiency of the reverse jet itself, as well as to obtain the possibility of using the reverse at any speed of the aircraft, i.e. removal of speed limits at which it is necessary to turn off the reverse. An additional task is to increase the stability of the aircraft on the runway, especially with a low coefficient of friction with the runway, by pressing the aircraft against the runway with the help of reverse.
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.The technical result achieved in the proposed method is to increase the efficiency of the thrust reverser by increasing the deflection angle of the reversed flow without the danger of throwing the jet into the inlet of one's own or adjacent engine and preventing foreign objects from entering the engine from the runway surface. Another technical result is the possibility of using reverse thrust at any speed of the aircraft on the runway, which leads to a significant reduction in the length of the aircraft landing run, as well as safe and efficient braking of the aircraft on an icy runway. Also, the technical result is a significant reduction in the load on the friction brakes of the aircraft, eliminating the risk of overheating and extending the service life of friction brakes and pneumatics.
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.Obtaining the technical result of the invention is carried out due to the fact that when switching to the reverse thrust mode on the reverse section of the engine, holes are opened in the outer wall of the secondary circuit and the reverse hatch of the outer shell of the engine to output the reverse jet. At the same time, the air flow in the second circuit is blocked and, thereby, the air from the second circuit is directed through the open holes and radial channels into the rotary inflatable air ducts made of airtight fabric, hermetically connected to their outlet, laid under the reverse hatch and having a smooth narrowing of the passage section. In these air ducts, the air movement is turned in the direction of the aircraft movement, it is accelerated in the converging part and it is thrown into the atmosphere at an angle to the direction of the aircraft movement. The outlet contour of the reverse nozzle, to which the fabric of the air ducts is attached, is extended beyond the cross section of the engine nacelle simultaneously with the opening of the reverse hatch with the help of power elements. This sets the required angle of the reverse jet with respect to the axis of the engine, while when the engine is placed on a pylon under the wing, the reverse hatch is located in the upper part of the engine from the side of the pylon symmetrically to the vertical plane of the engine, and when the engine is placed aft, it is located in the side of the engine from the side opposite to the horizontal pylon.
При размещении двигателей под крылом реверс тяги включают по сигналу обжатия хотя бы одной основной стойки шасси.When placing the engines under the wing, the thrust reverser is switched on by the compression signal of at least one main landing gear.
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.The proposed method is illustrated by the drawings of Fig. 1 and FIG. 2. In FIG. 1a) is a schematic representation of an engine suspended on a pylon under the wing of an aircraft, operating in direct thrust mode, and in Fig. 1b) - operating in reverse thrust mode. In FIG. 2a) is a schematic representation of an engine mounted on a tail pylon operating in reverse thrust mode, and in FIG. 2b) - operating in direct thrust mode.
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.In the process of reversing the thrust of the
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.When switching to the direct thrust mode, the air flow in the second circuit is opened, and the air outlet channels from the external circuit of the engine are blocked. After that, the movable reverse nozzle folding into it is removed into the gondola.
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.With the above scheme for organizing reverse jets, they are excluded from hitting the runway surface, as well as at the inlet of one's own or neighboring engine. It is also excluded that the jets stick to the gondola surface due to the Coanda effect, since the reverse jet flows out of the folding nozzle extended beyond the gondola and cannot reach the gondola surface. Example 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.Let us evaluate the possibility of pressing the aircraft to the runway during the operation of the reverse of the TU-204 aircraft according to the proposed method. When analyzing the accident (https://ru.wikipedia.org/wiki/ Tu-204 crash in Vnukovo), it was found that roll oscillations with alternate compression of either the left or right landing gear occurred with a roll from 4.4 ° to the left to 2.6 ° to the right. This means that with a distance between the wheels of the TU-204 chassis of about 8.7 m, the right wheels were above the runway at a distance of about 0.66 m, when the left wheels were on the runway. If we assume that the maximum reverse thrust of the PS-90 engine is 3600 kgf, and the angle of the reverse jet with respect to the horizon is 30°, then the total force from the two engines pressing the aircraft to the runway will be 4156 kgf, or 40770 N. With the landing weight of the aircraft , equal to 88000 kg, the time for the aircraft to move 0.66 m vertically due to the downforce will be approximately 1.7 s. For comparison: the time to turn on the reverse should be no more than 2 s. After that, alternating compression of either the left or right landing gear legs will be impossible, and the compression of the legs will even out and the air brakes and spoilers will automatically release if they have not yet been released. This suggests that when only one landing gear is compressed after touching the runway in the proposed method, it is possible and necessary to turn on the thrust reverser.
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).A device for reversing the engine thrust is known, containing movable elements in the form of flaps, which in the closed position are integral with the outer wall of the secondary circuit and the surface of the engine nacelle. In the open position, the flaps open the system of channels for the output of the reverse jet from the engine, block the second circuit of the engine and divert the air flow in the form of reverse jets. Inside each movable element on the front side there are elements in the form of blades that ensure the direction of the deflected flow (RF Patent No. 2101534.
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.The disadvantage of such a device is its low efficiency due to the fact that the flow deflection angle is limited to 110-150 degrees, since a larger flow reversal leads to the reverse jet sticking to the engine nacelle. This leads to the jet hitting the engine inlet and its unstable operation - surge. In addition, in this device, the reverse jets from the open lower doors hit the surface of the runway, and from there into the engine air intake. This can cause surge of engines on the run of the aircraft with the use of thrust reverser and damage to the compressor blades by foreign objects thrown by reverse jets from the surface of the airfield. Such an influence of the runway on the injection of jets into the engine forces the crew to turn off the thrust reverser at high ground speeds and continue braking due to the mechanical brakes of the landing gear wheels.
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).A device for reversing the engine thrust is known, containing a deflecting grid, as well as external and internal power shells of the movable housing. External and internal power shells are interconnected by carriages. The carriages are movably mounted on axial guide rods, which are fixed on the front and rear fixed housings. The rear flanges of the inner shell are connected to additional inner rods. The axial guide rods are made hollow with the possibility of placing the inner rods in their cavities telescopically. The rear shanks of the inner rods are fixed on the rear flanges of the inner power shell of the movable body (RF Patent No. 2 439 357.
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.The disadvantage of such a device is its low efficiency, due to the fact that the flow deflection angle is limited to 110 - 150 degrees, since a larger flow reversal leads to the reverse jet sticking to the engine nacelle. This leads to the jet hitting the engine inlet and its surge. In addition, the device creates a fan jet of air coming out of the guide grilles. Part of this jet hits the runway and creates a "gas shaft" under the aircraft's engine and fuselage. This can also cause surge of engines and damage to the compressor blades by foreign objects thrown by reverse jets from the airfield surface, distortion of the indicated airspeed readings for the flight crew and causes the appearance of a pitching moment of the aircraft (A. Komov, S. Fadin. Problems of using thrust reverser. Aviation Explorer , November 14, 2013). In addition, the fan jet can enter the input not only of its own engine, but also of the neighboring engine, if any. This forces the crew to disengage the thrust reverser at high speeds and continue braking with the mechanical wheel brakes on the undercarriage.
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.These shortcomings of the considered methods are associated with the lack of sufficient space for organizing reverse jets in the space between the engine and the nacelle fairing, in which the units and engine communications are very densely located.
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.The task to be solved by the present invention is to create a thrust reverser device that prevents the reverse jet from sticking to the engine nacelle and hitting the runway surface, which prevents the jet from being thrown to the input of both its own and neighboring engines, if any. An additional task is to increase the efficiency of the reverse jet itself and to increase the stability of the aircraft on a runway with a low coefficient of friction.
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.The technical result achieved in the claimed invention is to increase the efficiency of the thrust reverser by increasing the deflection angle of the reversed flow without the danger of throwing the jet at the inlet to one's own or adjacent engine and to prevent foreign objects from entering the engine from the runway surface. Another technical result is the possibility of using reverse thrust at any speed of the aircraft on the runway, which leads to a significant reduction in the length of the aircraft landing run, as well as safe and efficient braking of the aircraft on a runway with a low friction coefficient. Also, the technical result is a significant reduction in the load on the friction brakes of the aircraft, eliminating the risk of overheating and extending the service life of friction brakes and pneumatics. An additional technical result is the ability of the aircraft to perform small-radius turns of 180 degrees due to the operation of the engines of one side in the forward thrust mode, and the engines of the opposite side in the reverse thrust mode, as well as the aircraft moving in reverse.
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.Obtaining the technical result of the invention is carried out due to the fact that the device has a reverse hatch in the surface of the engine nacelle, rigidly connected to the movable part of the pylon fairing, if any, having an axis of rotation on the rotary levers in the tail section and extendable from under the reverse hatch beyond the shell on rotary levers the output circuit of the reverse nozzle in the bow of the engine. The outlet circuit of the nozzle is connected to the reverse hatch in its front part with the help of rollers installed on it, moving in the longitudinal grooves of the power ribs of the reverse hatch. The rotary levers of the nozzle are connected through intermediate thrust-pushers to the rods of the hydraulic cylinders of the nozzle drive and the reverse hatch, fixed on the power section of the engine structure. Under the reverse hatch, on both sides of the hatch axis, rotary inflatable air ducts made of airtight fabric with a smooth narrowing of the passage section are laid, the air inlet of which is connected by air to the outlet of the radial channels in the outer wall of the outer contour of the engine, and the air outlet of the woven air ducts is hermetically fixed to the outlet contour of the retractable reverse nozzle.
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.The device for shutting off the flow of the second circuit of the engine is a section of the outer shell of the second circuit, assembled from flaps that are turned inwards until it stops against the inner shell of the second circuit. The flaps have an axial length exceeding the radial size of the second circuit and rotation nodes in their tail. In the closed state, the set of flaps forms a section of the cylindrical surface of the outer shell, blocking the system of radial channels for removing reverse air from the engine, and in the open state, the flaps with their front surface with a corresponding cutout adjoin the cylindrical surface of the inner shell of the secondary circuit. Half of the flaps of the set, installed through one, has longitudinal drawn sealing edges, on which soft deformable seals are placed and which, in the closed state, overlap adjacent flaps in the circumferential direction that do not have such edges. A push rod is attached to each leaf on a rotary loop, which is connected through a hinge to the hydraulic cylinder rod. The plane of the axes of rotation of the flaps without sealing edges is shifted relative to the plane of the axes of rotation of the flaps with sealing edges along the motor axis by Δ = δ / sin α, where δ is the thickness of the flap of the outer shell of the secondary circuit, and α is the angle of inclination of the open flap to the axis of the motor . The axial length of the flaps exceeds the axial length of the radial channels by the width of the annular soft deformable seal installed under the edges of the flaps in the recess of the outer shell of the secondary circuit outside the radial channels.
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.The tail parts of the flaps are connected by a fabric seal to the outer surface of the fixed part of the outer shell of the secondary circuit, which excludes air from flowing from the radial channels into the outer circuit behind the flow blocking device when the flaps are opened.
Поворотные раздуваемые воздуховоды из воздухонепроницаемой ткани покрыты тонкой пружинной сеткой, сжимающей воздуховоды при отсутствии в них потока воздуха.Rotary inflatable air ducts made of airtight fabric are covered with a thin spring mesh that compresses the air ducts when there is no air flow in them.
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.The advantage of the proposed invention is a significant increase in the reverse thrust by increasing the angle of deviation of the reverse flow, preventing the reverse jet from entering its own or neighboring engine, if any, and onto the runway surface, which makes it possible to safely reverse braking at any speed of the aircraft on the runway, including including in the presence of a side wind and a weak coefficient of adhesion of the wheels to the lane. Another advantage is a significant reduction in the load on the friction brakes, especially in the emergency take-off mode. This eliminates the possibility of overheating and increases the intensity of the use of the aircraft on short routes.
Предлагаемое устройство поясняется чертежами на фиг. 1-7.The proposed device is illustrated by drawings in Fig. 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.In FIG. 1a) is a schematic representation of an engine suspended on a pylon under the wing of an aircraft, operating in direct thrust mode, and in Fig. 1b) - operating in reverse thrust mode.
На фиг. 2а) схематически представлен двигатель установленный на хвостовом пилоне, работающий в режиме обратной тяги, а на фиг. 2б) - работающий в режиме прямой тяги.In FIG. 2a) is a schematic representation of the engine mounted on the tail pylon, operating in the reverse thrust mode, and in Fig. 2b) - operating in direct thrust mode.
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.In FIG. 3 is a front view of the engine in reverse thrust mode. In FIG. 4 shows the retractable outlet circuit of the reverse nozzle. In FIG. 5 shows the device for closing the outer contour of the engine and sealing the flaps of this device.
На фиг. 6 показана схема открытия и закрытия створок устройства перекрытия потока.In FIG. 6 shows a diagram of the opening and closing of the flaps of the flow shutoff device.
На фиг. 7 показан тканый воздуховод с покрывающей его тонкой пружинной сеткой.In FIG. 7 shows a woven air duct with a thin spring mesh covering it.
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.In FIG. 1 shows an
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.In FIG. 3 shows in more detail the
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.In FIG. 4 shows the shape of the
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.In FIG. 5 shows a front view of the open device for shutting off the flow of the second circuit of the engine. As shown in views C and D-D, the
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.In FIG. 6a) and b) show the D-D view of FIG. 5 actuating the flaps of the device for shutting off the flow of the second circuit of the engine. In FIG. 6a) shows the drive of the
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.In FIG. 7a) shows a view of the rotary
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.The reverse device works as follows. When the reverse is turned on, the
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.When the reverse is turned off, the
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.After closing the
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021129745A RU2768665C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021129745A RU2768665C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2768665C1 true RU2768665C1 (en) | 2022-03-24 |
Family
ID=80820345
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021129745A RU2768665C1 (en) | 2021-10-13 | 2021-10-13 | Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2768665C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4313571A (en) * | 1979-10-05 | 1982-02-02 | Weber S.P.A. | Electromagnetically actuated injector for internal combustion engine |
| RU2101534C1 (en) * | 1991-09-11 | 1998-01-10 | Испано Сюиза С.А. | Turbojet engine thrust reverser |
| RU2439357C1 (en) * | 2010-06-25 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine reverser assembly |
| RU2474717C1 (en) * | 2011-10-28 | 2013-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Gas turbine engine reverser assembly |
| EP2730773A2 (en) * | 2012-11-13 | 2014-05-14 | Rolls-Royce plc | A gas turbine engine exhaust nozzle |
| RU2538142C2 (en) * | 2009-08-14 | 2015-01-10 | Эрсель | Thrust reverser |
-
2021
- 2021-10-13 RU RU2021129745A patent/RU2768665C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4313571A (en) * | 1979-10-05 | 1982-02-02 | Weber S.P.A. | Electromagnetically actuated injector for internal combustion engine |
| RU2101534C1 (en) * | 1991-09-11 | 1998-01-10 | Испано Сюиза С.А. | Turbojet engine thrust reverser |
| RU2538142C2 (en) * | 2009-08-14 | 2015-01-10 | Эрсель | Thrust reverser |
| RU2439357C1 (en) * | 2010-06-25 | 2012-01-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine reverser assembly |
| RU2474717C1 (en) * | 2011-10-28 | 2013-02-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Gas turbine engine reverser assembly |
| EP2730773A2 (en) * | 2012-11-13 | 2014-05-14 | Rolls-Royce plc | A gas turbine engine exhaust nozzle |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4375276A (en) | Variable geometry exhaust nozzle | |
| US3662556A (en) | Gas turbine engine | |
| RU2472272C2 (en) | Telescopic linear actuating mechanism of double action with drive from one motor | |
| US2620622A (en) | Reverse thrust arrangement for braking jet-propelled aircraft | |
| CA2460598C (en) | Confluent variable exhaust nozzle | |
| CN109131901B (en) | System and method for operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi | |
| US6845946B2 (en) | Self stowing thrust reverser | |
| US3920203A (en) | Thrust control apparatus for obtaining maximum thrust reversal in minimum time upon landing of an aircraft | |
| US5230213A (en) | Aircraft turbine engine thrust reverser | |
| US9816462B2 (en) | Integrated thrust reverser device and aircraft engine nacelle equipped therewith | |
| US2950595A (en) | Thrust reverser | |
| US8109468B2 (en) | Nacelle for aircraft comprising means of reversing thrust and aircraft comprising at least one such nacelle | |
| US5390877A (en) | Vectorable nozzle for aircraft | |
| US9587583B2 (en) | Turbojet engine nacelle having a variable nozzle | |
| US8096501B2 (en) | Aircraft nacelle which includes thrust reverser system and aircraft incorporating at least one such nacelle | |
| US20140061332A1 (en) | Thrust reverser for an aircraft jet engine | |
| RU2124646C1 (en) | Draft reversing device for turbojet engine with rear doors | |
| JPH02238159A (en) | Gas turbine jet engine | |
| GB1570680A (en) | Failsafe cascade/clamshell thrust reverser | |
| US11274633B2 (en) | Turbofan comprising a set of rotatable blades for blocking off the bypass flow duct | |
| EP2987991B1 (en) | Fan nozzle with thrust reversing and variable area function | |
| RU2768665C1 (en) | Method for reversing threshold of double-circuit gas turbine engine and reversing device for its implementation | |
| US11878786B2 (en) | Propulsion system for an aircraft | |
| RU2800256C1 (en) | Thrust reverser of two-circuit gas-turbine engine | |
| US4382551A (en) | Flap-type nozzle with built-in reverser |