Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к реверсивным устройствам тяги газотурбинных двигателей, расположенных в хвостовой части самолета. При работе реверса воздух во внешнем контуре двигателей перекрывают частично или полностью за счет системы складывающихся створок и выводят из двигателя через радиальные каналы, открываемые сдвиганием назад хвостовых частей внешней обечайки, жестко соединенной с верхней и нижней обшивками пилонов двигателей. Радиальные каналы закрыты раздуваемой тканевой оболочкой, уложенной под сдвигаемыми частями внешней обечайки и верхней и нижней обшивками пилонов, которая в раздутом состоянии имеет торообразную конфигурацию, охватывающую в окружном направлении каждый двигатель с отводящими рукавами, проходящими по верхней и нижней поверхностям пилонов внутрь фюзеляжа самолета через люки, открываемые сдвигаемыми обшивками пилонов. Рукава подключены к внутреннему воздуховоду, проложенному вдоль фюзеляжа к соплам боковой и реверсной тяги. Сопло реверсной тяги находится в верхней части фюзеляжа и выдвигается во встречный поток воздуха подъемным рычагом. Изобретение обеспечивает повышение эффективности действия реверса тяги за счет увеличения угла отклонения реверсируемого потока без заброса струи на вход в двигатель и исключение попадания посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы в двигатель. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно, к реверсивным устройствам тяги газотурбинных двигателей, расположенных в хвостовой части самолета.

В устройствах реверсирования тяги двухконтурного газотурбинного двигателя осуществляется перекрытие потока рабочего тела внешнего контура двигателя и вывод его через открываемые каналы в наружной обечайке внешнего контура двигателя и просвет в поверхности гондолы в виде струй, направленных по ходу движения.

Известны устройства реверсирования тяги двигателя, как правило применяемые при хвостовом размещении двигателей, содержащие ковшовые перекрывающие поток воздуха элементы внешней обечайки или внешнего контура двигателя. В таких устройствах полностью перекрываются потоки газов внутреннего контура и поток воздуха внешнего контура. В первом виде устройств, именуемых засопловыми, поток направляется собственно двумя ковшами, являющимися частью внешней обечайки. Во втором виде устройств, именуемых досопловыми, перекрытый поток двумя струями направляется на отклоняющие решетки (А.А. Иноземцев, У.А. Коняев, В.В. Медведев и др. Авиационный двигатель ПС-90А. М. 2007. - 320 с).

Недостатком таких устройств является их невысокая эффективность, связанная с тем, что угол отклонения потока ограничен величиной в 110 - 150 градусов. Больший разворот потока как правило недостижим, а если и может быть достигнут, то возникает опасность прилипания реверсной струи к гондоле двигателя. Это приводит к попаданию струи на вход двигателя и его помпажу. Кроме того, одна струя устройства попадает на взлетно-посадочную полосу и может создать «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, особенно при небольших высотах их расположения как у бизнес-джетов. Это заставляет экипаж отключать реверс тяги на высоких скоростях и продолжать торможение за счет механических тормозов колес шасси. Кроме того, наличие двух симметричных реверсных струй не позволяет использовать реверс для прижатия самолета к ВПП, что желательно в условиях, например, оледенения.

Недостатком такого устройства является плохая организация истечения реверсных струй, недостаточные углы поворота потока в устройстве. С другой стороны, увеличение угла разворота струй может привести к попаданию струй на поверхность взлетно-посадочной полосы (ВПП) 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/час (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).

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 открываемого створками окна перемещаются элементы в форме лопаток, обеспечивающие направление отклоняемого потока (Патент US №20180258881 A1, F02K 1/605 (2013.01). Перемещаемые лопатки позволяют более эффективно разворачивать поток, что может приводить к облегчению конструкции.

Недостатком такого устройства является его недостаточная эффективность, связанная с тем, что значительный угол разворота потока в устройстве приводит к прилипанию реверсной струи к гондоле. Прилипание струи приводит к попаданию горячего воздуха 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 колес шасси, что приводит к значительной нагрузке, приходящейся на механические тормоза. Кроме того, это устройство не предназначено для частичного перекрытия потока второго контура.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является создание устройства реверса тяги, работающее при любой скорости движения самолета на полосе, то есть устройства, которое исключает прилипание реверсивной струи к гондоле двигателя и её попадание на поверхность ВПП, что исключает заброс струи на вход собственного двигателя. Кроме того, задачей является повышение эффективности действия собственно струи реверса и повышении устойчивости самолета на ВПП с низким коэффициентом сцепления путем прижатия самолета к полосе за счет работы реверса. Дополнительно задачей является создание реверса, имеющего возможность создавать боковую тягу двигателей для обеспечения надежности и безопасности посадки в условиях бокового ветра.

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 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 более безопасное и надежное движение самолета на полосе с низким коэффициентом сцепления в условиях сильного бокового ветра. Также техническим результатом является значительное снижение нагрузки на фрикционные тормоза самолета, устранение опасности их перегрева и продление срока службы фрикционных тормозов и пневматиков. Кроме того, техническим результатом является возможность более простой и безопасной посадки самолета в условиях сильного бокового ветра.

Получение технического результата изобретения осуществляется за счет того, что реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей, состоящее из устройств перекрытия потока второго контура двигателей, устройств открытия и закрытия отверстий радиальных каналов со стороны второго контура, системы радиальных каналов для реверсного воздуха, и устройств открытия и закрытия просвета в поверхностях гондол для вывода реверсного воздуха из двигателей, согласно изобретению каждый двигатель имеет сдвигаемые назад хвостовые части внешней обечайки, жестко соединенные с верхней и нижней обшивками пилонов двигателей, системы радиальных каналов для реверсного воздуха, которые отделены от второго контура двигателей системой складывающихся створок, перекрывающих полностью или частично проточную часть второго контура и в сложенном состоянии образующих внешнюю обечайку второго контура, и кольцевые уплотнители с торцевыми деформируемыми элементами, охватывающими и герметизирующие сложенные створки. Кроме этого каждый двигатель имеет радиальные каналы для реверсного воздуха, закрытые раздуваемой тканевой оболочкой, уложенной под сдвигаемыми частями внешней обечайки и верхней и нижней обшивками пилонов, представляющей собой в раздутом состоянии торообразную конфигурацию, охватывающую в окружном направлении каждый двигатель с отводящими рукавами, проходящими по верхней и нижней поверхности пилонов внутрь фюзеляжа самолета через люки открываемые сдвигаемыми обшивками пилонов двигателей. Внутри фюзеляжа они подключены к внутреннему воздуховоду, проложенному вдоль фюзеляжа к выдвижному соплу боковой и реверсной тяги, при этом перед всеми соплами установлены запорно-регулирующие заслонки.

Створки устройства перекрытия потока второго контура двигателей жестко соединены с изогнутыми рычагами, имеющие по два шарнира, которые своими неподвижными шарнирами связаны с силовой конструкцией двигателя, вращаясь в которых рычаги перемещают створки в радиальных плоскостях, а концевые шарниры рычагов соединены с силовым кольцом, которое соединено с перемещающими его гидроцилиндрами.

Створки устройства перекрытия потока второго контура на передней своей поверхности имеют эллиптические вырезы, которыми плотно примыкают к цилиндрической поверхности внутренней обечайки второго контура при полном перекрытии второго контура и к торцевой поверхности обечайки внешнего контура двигателей при закрытом положении створок, половина створок набора, установленных через одну, имеет продольные оттянутые на больший диаметр уплотнительные кромки, которые в закрытом состоянии перекрывают в окружном направлении соседние створки, не имеющие таких кромок.

Бортовые сопла боковой тяги расположены симметрично по бортам передней части самолета и выполнены в виде прямоугольных вытянутых вдоль оси самолета выпускных окон с направляющими лопатками, закрываемых имеющими привод откидными люками внешней обшивки фюзеляжа.

Выдвижное сопло реверса тяги установлено на внутренней поверхности открываемого на откидываемом вверх рычаге люка, расположенного впереди основного шасси самолета в верхней части обшивки фюзеляжа симметрично относительно оси самолета, при этом угол открытия выдвижного сопла по отношению к оси самолета устанавливается в диапазоне от 15 до 30 градусов, а воздуховод сопла подключен к внутреннему воздуховоду через гибкое соединение, обеспечивающее повороты на указанные углы.

Сдвигаемые назад хвостовые части внешней обечайки двигателей, жестко соединенные с частями верхней и нижней обшивки пилонов двигателей соединены друг с другом подвижной силовой конструкцией внутри хвостовой части фюзеляжа самолета, соединенной с гидравлическими приводами перемещения, размещенными также внутри фюзеляжа самолета, при этом хвостовые обечайки двигателей имеют силовые направляющие, расположенные под обечайками гондол двигателей.

Выходные центральные конусы сопел двигателей имеют направляющие и привод для перемещения в осевом направлении.

Предлагаемое устройство поясняется чертежами на фиг. 1-8.

На фиг. 1 на виде самолета спереди и сбоку показано место расположения сопел боковой тяги и собственно реверсного сопла.

На фиг. 2 показано лепестковое устройство для перекрытия второго контура.

На фиг. 3 показан двигатель в процессе линейной тяги и в процессе отбора воздуха на реверс или боковую тягу.

На фиг. 4 показано поперечное сечение двигателя в процессе перекрытия второго контура двигателя и отвода из него воздуха.

На фиг. 5 показан двигатель сзади при отборе воздуха из второго контура.

На фиг. 6 показана схема перемещения хвостовых частей внешних обечаек двигателей.

На фиг. 7 показано сопло боковой тяги в закрытом и в рабочем виде.

На фиг. 8 показано сопло реверса, выдвинутое из фюзеляжа в процессе работы. На фиг. 1 представлен самолет с размещением сопел боковой тяги и сопла собственно реверса. Фюзеляж 1 самолета имеет два хвостовых двигателя 2, установленных на пилонах 3. На виде фиг. 1 а) показано расположение сопел боковой тяги 4 и сопла реверса 5 спереди. На виде фиг. 1 б) самолет показан с боку. Видно, что сопло 5 имеет подъемный рычаг 6, при этом все сопла расположены впереди основного шасси 7. Сопла боковой тяги 4 могут располагаться в обтекателе шасси 7.

На фиг. 2 показана конструкция складывающихся створок 8, перекрывающих полностью или частично проточную часть второго контура 9. Выход реверсного воздуха из второго контура 9 перекрывается створками 8, являющимися элементами цилиндрической поверхности внешней стенки 10 второго контура двигателя, которые жестко соединены с изогнутыми рычагами 11. Рычаги 11 своими шарнирами 12 связаны с силовой конструкцией и вращаясь в шарнирах 12 перемещаются в меридиональных плоскостях. Концевые шарниры 13 рычагов 11 установлены в специальных пазах силового кольца 14, которое соединено с перемещающими его гидроцилиндрами 15.

Как показано на видах А и Б-Б часть створок 8 имеют продольные оттянутые уплотнительные кромки 16. В закрытом состоянии уплотнительные кромки 16 перекрывают края соседних створок 8, не имеющих оттянутых кромок. На виде А показана развертка поверхности створок 8, которые в закрытом состоянии ложатся на кольцевую стенку 17. Передние поверхности створок 8 имеют эллиптические вырезы, которыми створки при полном открытии ложатся на цилиндрическую поверхность внутренней обечайки второго контура как показано на виде В-В. На виде А они входят в контакт с соответствующими вырезами во внешней обечайке 10.

На виде В-В показано положение створки 8 при её полном открытии. В этом положении передняя кромка створки 8 прижимается к внутренней цилиндрической поверхности второго контура 9 двигателя. Объем 18, в котором размещены концевые части изогнутых рычагов 11 створок 8 с шарнирами 12 крепления к силовой конструкции двигателя 1 и силовое кольцо 14. с которым соединены шарнирами 13 концевые части рычагов 11, с перемещающими его гидроцилиндрами 15, герметично изолирован от остального пространства под обечайкой двигателя 1. Уплотнительный кольцевой элемент 19 сдвигается вместе с хвостовыми обечайками двигателей (не показано). В закрытом состоянии он герметизирует складывающиеся створки 8, предотвращая утечку через неплотности створок из второго контура 9 двигателя через реверсные окна 20. Герметизация объема 18 при закрытом уплотнительном кольцевом элементе 19 исключает утечку воздуха из радиальных каналов 20 при работе двигателя в режиме прямой тяги. Стержни 21 являются силовыми направляющими сдвигаемых хвостовых обечаек двигателей.

На фиг. 3 а) показан вид сверху на двигатель 2. расположенный на пилоне 3 в хвостовой части самолета 1. Пилоны 3 имеет сдвигаемые назад хвостовые части внешней обечайки 22, которые с остальной частью обечайки пилонов смыкаются по линии разъема 23. Кроме того, хвостовые части обечайки 22 пилонов 3 жестко соединены с обозначенной штрихпунктирной линией сдвигаемыми назад хвостовыми частями 24 внешней обечайки двигателей и крышками люков 25. На фиг. 3 б) показан двигатель, работающий в режиме отбора воздуха на сопло боковой тяги или реверса. Здесь хвостовые части 22 и 24, а также крышка люка 25 сдвинуты. Воздух раздувает тканевую оболочку 26, которая в раздутом состоянии в виде тора охватывает в окружном направлении двигатель с отводящими рукавами 27, которые проходят по верхней и нижней поверхности пилонов внутрь фюзеляжа самолета через люки 28.

На фиг. 4 представлен разрез двигателя, из которого отбирается воздух. Видно, что воздух, собранный тканевой оболочкой 26 по отводящим тканевым рукавам 27 через люк 28 подается внутрь фюзеляжа 1. Подключение рукавов 27 к внутренним воздуховодам не показано.

Фиг. 5 иллюстрирует показанное на фиг. 3 и 4.

На фиг. 6 показана схема механизма перемещения хвостовых частей внешней обечайки 24 двигателей. Внутри фюзеляжа 1 имеется силовая рама 29, имеющая свои продольные направляющие (не показано) и приводные гидроцилиндры 30. Условно также показан внутренний воздуховод 31.

На фиг. 7 представлена схема сопла боковой тяги. Фюзеляж 1 самолета имеет окна сопел боковой тяги 4, которые откидываются за счет силового воздействия штоков 32, гидроцилиндров (не показаны). К открываемым окнам подведены внутренний воздуховод 31, перед открываемыми окнами установлены лопатки 33, организующие поток воздуха.

На фиг. 8 показан самолет при работе собственно реверсного сопла. При отборе воздуха из двигателей тканевая оболочка 26 раздута. Воздух поступает во внутренний воздуховод 31, который подведен к реверсному соплу 5. Реверсное сопло 5 поднято над фюзеляжем 1 подъемным рычагом 6.

Устройство работает следующим образом. При посадке в условиях бокового ветра проводится частичное перекрытие потока второго контура двигателей и отбор части воздуха на сопло боковой тяги. Для этого за счет действия приводных гидроцилиндров 30 сдвигается назад силовая рама 29 и с ней задние хвостовые части 24 внешних обечаек двигателей и крышки люков 25 совместно с хвостовыми частями внешних обечаек 22 пилонов двигателей (фиг. 6). Гидроцилиндры 15, выдвигая штоки и перемещая вперед силовые кольца 14, перемещают через шарниры 13 концевые части рычагов 11. Рычаги 11 поворачиваются относительно неподвижных шарниров 12. Створки 8 частично перекрывают сечение второго контура 9 двигателя (фиг. 2). Одновременно с этим выходные центральные конусы сопел двигателей перемещаются в осевом направлении, изменяя выходные сечения сопел (не показано). Двигатель переводится на повышенный режим так, что сохраняется прежняя линейная тяга двигателей при уменьшенном расходе воздуха через сопло второго контура. Отобранный из второго контура 9 воздух раздувает оболочку 26 и по воздуховодам 27 через люки 28 поступает внутрь фюзеляжа 1, как показано на фиг. 3-5. Из воздуховодов 27 воздух поступает во внутренний воздуховод 31, что схематично показано на фиг. 6. По воздуховоду 31 воздух поступает к нужному соплу боковой тяги 4, люк которого открывается штоком 32 гидроцилиндра. Струя воздуха поступает в атмосферу и создает боковую тягу самолета (фиг. 7 и 8). Совместно с действием руля направления сопло боковой тяги 4 создает боковое усилие, которое компенсирует боковой снос самолета ветром, что позволяет пилотам заходить на посадку без необходимости разворота самолета против ветра на угол сноса и даже при сильном ветре проводить посадку самолета как в безветренную погоду.

При стандартной посадке самолета (без бокового ветра) работа реверса тяги осуществляется следующим образом. После контакта шасси с ВПП осуществляются все вышеописанные действия по открытию второго контура двигателя и отводу воздуха. При этом створки 8 полностью перекрывают сечение второго контура 9 двигателя. Воздух по внутреннему воздуховоду 31 поступает к реверсному соплу 5. За счет работы гидроцилиндров (не показано) перемещается вверх подъемный рычаг 6, который выводит реверсное сопло 5, к которому подведен воздуховод 31, за пределы фюзеляжа в поток встречного воздуха (фиг. 8). При этом угол установки оси сопла может изменяться в диапазоне от 15 до 30 градусов, что помимо осевого усилия реверса создает и вертикальное усилие, которое прижимает самолет к ВПП. После касания ВПП сопло первоначально выводится на наибольший угол диапазона, а после погашения отскока самолета от полосы, что зачастую случается, и в зависимости от состояния полосы угол установки сопла уменьшают, увеличивая усилие торможения. Поскольку реверсное сопло размещено впереди основного шасси самолета, то вертикальное усилие реверса нагружает все три опоры самолета, а не создает опрокидывающего момента, действующего на самолет.

1. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей, состоящее из устройств перекрытия потока второго контура двигателей, устройств открытия и закрытия отверстий радиальных каналов со стороны второго контура, системы радиальных каналов для реверсного воздуха и устройств открытия и закрытия просвета в поверхностях гондол для вывода реверсного воздуха из двигателей, отличающееся тем, что каждый двигатель имеет сдвигаемые назад хвостовые части внешней обечайки, жестко соединенные с верхней и нижней обшивками пилонов двигателей, системы радиальных каналов для реверсного воздуха, которые отделены от второго контура двигателей системой складывающихся створок, перекрывающих полностью или частично проточную часть второго контура и в сложенном состоянии образующих внешнюю обечайку второго контура, и кольцевые уплотнители с торцевыми деформируемыми элементами, охватывающими и герметизирующие сложенные створки, радиальные каналы для реверсного воздуха, закрытые раздуваемой тканевой оболочкой, уложенной под сдвигаемыми частями внешней обечайки и верхней и нижней обшивками пилонов, представляющей собой в раздутом состоянии торообразную конфигурацию, охватывающую в окружном направлении каждый двигатель с отводящими рукавами, проходящими по верхней и нижней поверхностям пилонов внутрь фюзеляжа самолета через люки, открываемые сдвигаемыми обшивками пилонов двигателей, где они подключены к внутреннему воздуховоду, проложенному вдоль фюзеляжа к выдвижному соплу боковой и реверсной тяги, при этом перед всеми соплами установлены запорно-регулирующие заслонки.

2. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей по п. 1, отличающееся тем, что створки устройства перекрытия потока второго контура двигателей жестко соединены с изогнутыми рычагами, имеющими по два шарнира, которые своими неподвижными шарнирами связаны с силовой конструкцией двигателя, вращаясь в которых рычаги перемещают створки в радиальных плоскостях, а концевые шарниры рычагов соединены с силовым кольцом, которое соединено с перемещающими его гидроцилиндрами; створки устройства перекрытия потока второго контура на передней своей поверхности имеют эллиптические вырезы, которыми плотно примыкают к цилиндрической поверхности внутренней обечайки второго контура при полном перекрытии второго контура и к торцевой поверхности обечайки внешнего контура двигателей при закрытом положении створок, половина створок набора, установленных через одну, имеет продольные оттянутые на больший диаметр уплотнительные кромки, которые в закрытом состоянии перекрывают в окружном направлении соседние створки, не имеющие таких кромок.

3. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей по п. 1, отличающееся тем, что сдвигаемые назад хвостовые части внешней обечайки двигателей, жестко соединенные с частями верхней и нижней обшивки пилонов двигателей, соединены друг с другом подвижной силовой конструкцией внутри хвостовой части фюзеляжа самолета, соединенной с гидравлическими приводами перемещения, размещенными также внутри фюзеляжа самолета, при этом хвостовые обечайки двигателей имеют силовые направляющие, расположенные под обечайками гондол двигателей.

4. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей по п. 1, отличающееся тем, что бортовые сопла боковой тяги расположены симметрично по бортам передней части самолета и выполнены в виде прямоугольных вытянутых вдоль оси самолета выпускных окон с направляющими лопатками, закрываемых имеющими привод откидными люками внешней обшивки фюзеляжа.

5. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей по п. 1, отличающееся тем, что выдвижное сопло реверса тяги установлено на внутренней поверхности открываемого на откидываемом вверх рычаге люка, расположенного впереди основного шасси самолета в верхней части обшивки фюзеляжа симметрично относительно оси самолета, при этом угол открытия выдвижного сопла по отношению к оси самолета устанавливается в диапазоне от 15 до 30 градусов, а воздуховод сопла подключен к внутреннему воздуховоду через гибкое соединение, обеспечивающее повороты на указанные углы.

6. Реверсивное устройство самолета с задним расположением двухконтурных газотурбинных двигателей по п. 1, отличающееся тем, что выходные центральные конусы сопел двигателей имеют направляющие и привод для перемещения в осевом направлении.