[發明專利]一種航空發動機反推力裝置

有效

• 申請號: 201210258298.7
• 申請日: 2012-07-24
• 公開（公告）號: CN102877982A
• 公開（公告）日: 2013-01-16
• 發明（設計）人: 田大可;金路
• 申請（專利權）人: 中國航空工業集團公司沈陽發動機設計研究所
• 主分類號: F02K1/76
• 分類號: F02K1/76
• 代理公司: 沈陽晨創科技專利代理有限責任公司 21001
• 代理人: 任玉龍

技術領域

本發明涉及一種飛機減速裝置，特別涉及了一種航空發動機反推力裝置。

背景技術

反推力裝置是飛機上經常采用的一種減速裝置，它通過操縱機構將發動機向后排出的燃氣變為前向排出進而產生推力反向，起到減速、剎車的作用。在濕滑或被冰雪覆蓋的跑道上，反推力裝置的作用更加明顯，它可以有效地縮短飛機著陸時的滑跑距離，使飛機在規定的距離內安全停??；此外反推力裝置還可以使飛機完成飛行中的減速，從而提高飛機的機動性。目前在中小涵道比飛機上應用較多是哈殼形門式反推力裝置，該裝置工作時，兩扇反推力門關閉，氣流從出口葉柵向斜前方排出，產生反推力，但該裝置的出口葉柵為不可動結構，增大了發動機倉的截面直徑，從而增大了飛機的飛行阻力；并且該裝置由四個作動筒共同驅動反推門的張開與閉合，降低了機構的可靠性和同步性。

發明內容

本發明的目的是為了實現飛機減速的同時，滿足體積小、效率高、結構簡單、驅動方便，特提供了一種航空發動機反推力裝置。

本發明提供了一種航空發動機反推力裝置，其特征在于：所述的航空發動機反推力裝置包括反推力門1、蓋板2、作動筒3、大連桿4、滑動接頭5、小連桿6，反推力子結構7，驅動機構8，尾噴管9；

其中：兩個反推力子結構7和兩個驅動機構8；每個反推力子結構7由反推力門1和蓋板2組成，兩個反推力子結構7對稱布置于尾噴管9內上下兩側，兩個反推力門1鉸接后再與位于尾噴管9左右兩側的兩個通孔鉸接，兩個蓋板2分別與尾噴管9鉸接；每個驅動機構8由作動筒3、滑動接頭5、小連桿6和大連桿4組成，兩個驅動機構8對稱布置在尾噴管9的左右兩側，作動筒3固接于尾噴管9的后部，滑動接頭5安裝在尾噴管9左右兩側的滑道內，滑動接頭5一端與作動筒3的驅動桿固接，另一端包含三個鉸接點，分別與小連桿6和大連桿4的一端鉸接，小連桿6的另一端與反推力門1鉸接，大連桿4的另一端與蓋板鉸接。

本發明的優點：

一、本發明的反推力裝置在飛機巡航狀態下，其蓋板處于常閉狀態，有效地減小了發動機所占用的空間；二、本發明的反推力裝置處于工作狀態時，作動筒不僅驅動反推力門關閉，同時驅動蓋板打開，有效地增大了飛機的飛行阻力，反推效果更加明顯；三、本發明的反推力裝置僅需要兩個作動筒即可實現反推力功能，提高了機構動作的同步性和可靠性；四、本發明不僅適用于航空發動機，還可應用于工業輸氣管道的氣流導向中。

附圖說明

下面結合附圖及實施方式對本發明作進一步詳細的說明：

圖1是飛機處于巡航狀態時，尾噴管處的結構示意圖；

圖2是圖1隱去尾噴管后，反推力裝置結構示意圖；

圖3是圖2隱去驅動機構后，反推力子結構示意圖；

圖4是圖2隱去反推力子結構后，驅動機構示意圖；

圖5是飛機處于反推力狀態時，尾噴管處的結構示意圖；

圖6是圖5隱去尾噴管后，反推力裝置結構示意圖。

具體實施方式

實施例1

本實施例提供了一種航空發動機反推力裝置，其特征在于：所述的航空發動機反推力裝置包括反推力門1、蓋板2、作動筒3、大連桿4、滑動接頭5、小連桿6，反推力子結構7，驅動機構8，尾噴管9；

其中：兩個反推力子結構7和兩個驅動機構8；每個反推力子結構7由反推力門1和蓋板2組成，兩個反推力子結構7對稱布置于尾噴管9內上下兩側，兩個反推力門1鉸接后再與位于尾噴管9左右兩側的兩個通孔鉸接，兩個蓋板2分別與尾噴管9鉸接；每個驅動機構8由作動筒3、滑動接頭5、小連桿6和大連桿4組成，兩個驅動機構8對稱布置在尾噴管9的左右兩側，作動筒3固接于尾噴管9的后部，滑動接頭5安裝在尾噴管9左右兩側的滑道內，滑動接頭5一端與作動筒3的驅動桿固接，另一端包含三個鉸接點，分別與小連桿6和大連桿4的一端鉸接，小連桿6的另一端與反推力門1鉸接，大連桿4的另一端與蓋板鉸接。