Устройство крепления двигателя, установленное между крылом летательного аппарата и этим двигателем

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к устройству крепления двигателя, предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и этим двигателем. Устройство крепления (4) двигателя (6), предназначенное для установки между крылом (2) летательного аппарата и указанным двигателем (6), содержит жесткую конструкцию (8) и неподвижно установленную на ней посредством средств крепления переднюю аэродинамическую конструкцию (24). Аэродинамическая конструкция (24) выполнена с возможностью поддержания корпусов вентилятора двигателя и установки между жесткой конструкцией и крылом. Средства крепления содержат по меньшей мере одну соединительную тягу (32) регулируемой длины. При этом один конец которой соединен с жесткой конструкцией (8), а другой конец - с передней аэродинамической конструкцией (24). Технический результат заключается в упрощении конструкции устройства крепления двигателя и в обеспечении возможности более точного позиционирования передней аэродинамической конструкции. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к устройству крепления двигателя, установленному между крылом летательного аппарата и указанным двигателем, а также к силовой установке, содержащей такое устройство крепления.

Изобретение предназначено для использования на любом типе летательного аппарата, оборудованного турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.

Этот тип устройства крепления, также называемого стойкой крепления, позволяет осуществить подвеску турбореактивного двигателя под крылом летательного аппарата либо установить этот турбореактивный двигатель над этим крылом.

Уровень техники

Указанное устройство крепления сконструировано для формирования соединительной промежуточной конструкции между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата. Оно передает на конструкцию летательного аппарата усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, а также обеспечивает разводку топливной, электрической, гидравлической и воздушной систем между двигателем и летательным аппаратом.

Для передачи усилий устройство крепления содержит жесткую конструкцию, называемую также первичной конструкцией, зачастую кессонного типа, то есть образованную соединением верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных друг с другом поперечными нервюрами.

Данное устройство снабжено средствами крепления, установленными между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией, причем эти средства крепления в основном содержат два узла подвески двигателя, а также устройство восприятия создаваемых турбореактивным двигателем тяговых усилий.

Известные устройства восприятия усилий обычно содержат две боковые тяги, соединенные с одной стороны с задней частью корпуса вентилятора газотурбинного двигателя, а с другой стороны - с задним узлом подвески, закрепленным на центральном корпусе этого двигателя.

Аналогично устройство крепления содержит также другой ряд узлов подвески, образующих монтажную систему, установленную между жесткой конструкцией и крылом летательного аппарата, причем эта система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.

Кроме того, предусмотрена стойка крепления с множеством вторичных конструкций, обеспечивающих изоляцию и содержание в исправности систем. Стойка крепления поддерживает аэродинамические обтекатели, причем данные элементы обычно имеют вид секций, установленных на этих конструкциях. Как известно специалистам, эти вторичные конструкции отличаются от жесткой конструкции тем, что они не предназначены для передачи усилий от двигателя на крыло летательного аппарата.

Вторичные конструкции включают в себя переднюю аэродинамическую конструкцию, расположенную между жесткой конструкцией и крылом летательного аппарата, причем эта передняя аэродинамическая конструкция несет не только функцию аэродинамического обтекателя, но также предназначена для размещения, отделения и разводки различных систем (воздушной, электрической, гидравлической, топливной). Кроме того, эта передняя аэродинамическая конструкция поддерживает корпус вентилятора двигателя, тогда как корпус устройства реверса тяги обычно поддерживается жесткой конструкцией стойки крепления.

В известных решениях средства крепления, предназначенные для монтажа передней аэродинамической конструкции на жесткой конструкции, обычно сложны, трудны для доступа и не могут быть использованы для точного позиционирования передней аэродинамической конструкции относительно жесткой конструкции. Кроме того, эти средства крепления обычно образуют статически неопределимую систему, что нежелательно.

Раскрытие изобретения

Задача изобретения заключается в создании устройства крепления и силовой установки с таким устройством, которые устраняют упомянутые выше недостатки известных конструкций.

Объектом настоящего изобретения является устройство крепления двигателя, предназначенное для установки между крылом летательного аппарата и двигателем и содержащее жесткую конструкцию и переднюю аэродинамическую конструкцию, неподвижно установленную на этой жесткой конструкции при помощи средств крепления. Передняя аэродинамическая конструкция предназначена для поддержания корпусов вентилятора двигателя и для установки между жесткой конструкцией и крылом. Согласно изобретению средство крепления содержит по меньшей мере одну соединительную тягу регулируемой длины, один конец которой соединен с жесткой конструкцией, а другой конец соединен с передней аэродинамической конструкцией.

Преимуществом данного изобретения является наличие одной или нескольких соединительных тяг регулируемой длины, предназначенных для установки на передней аэродинамической конструкции устройства крепления. Вышеупомянутые тяги формируют конструкцию, которая не является слишком сложной и может обеспечить точную регулировку местоположения передней аэродинамической конструкции относительно жесткой конструкции, причем такая регулировка осуществляется в зависимости от геометрических соотношений, требуемых для сборки двигателя. Например, местоположение передней аэродинамической конструкции может гарантировать и регулировать положение фитингов вентилятора, соединенных с его корпусами относительно стыка стойки с двигателем основной конструкции.

Эти соединительные тяги представляют собой легкодоступные для оператора элементы, расположенные рядом с устройством крепления, что облегчает операции по установке и снятию передней аэродинамической конструкции.

Следует отметить, что наличие соединительных тяг регулируемой длины имеет то преимущество, что лишь слегка ограничивает доступ к пространству между жесткой конструкцией и передней аэродинамической конструкцией, где, как правило, расположено оборудование, которое должно быть доступно операторам для технического обслуживания и эксплуатации.

Наконец, следует отметить, что каждая используемая соединительная тяга способна идеально воспринимать тяговые усилия в единственном предпочтительном направлении, так что она формирует с другими средствами крепления статически определимую систему.

Предпочтительно устройство крепления содержит две соединительные регулируемые по длине тяги, один конец каждой из которых соединен с жесткой конструкцией, а другой конец совмещен с передней аэродинамической конструкцией. В такой конфигурации сборка выполнена так, что одна из этих двух соединительных тяг постоянно задействована - иными словами, она воспринимает усилия, действующие между этими двумя конструкциями, соединенными при помощи устройства крепления, а другая тяга действует только в случае отказа первой тяги. Таким образом, эта тяга выполняет только функцию безопасности при аварии, так что в нормальных условиях она остается бездействующей, а поэтому не изменяет статически определимой природы средств крепления.

Можно отметить, что эти две тяги регулируемой длины расположены симметрично относительно вертикальной средней плоскости устройства крепления, параллельно продольному направлению данного устройства. При этом концы каждой тяги регулируемой длины предпочтительно установлены с возможностью поворота.

Предпочтительно каждая тяга регулируемой длины расположена так, что образует угол меньше 20° с вертикальным направлением устройства крепления, что позволяет этому устройству воспринимать усилия вдоль этого направления.

Кроме того, подвесные средства содержат балку, установленную между жесткой конструкцией и передней аэродинамической конструкцией, причем эта балка образует дополняющее средство к тяге для формирования статически определимой конструкции. Эта балка предпочтительно размещена вдоль направления, поперечного к устройству крепления, например по всей ширине стойки. Таким образом, с этой балкой можно воспринимать усилия по всей ширине этой стойки, а это означает, что компенсация усилий осуществляется лучше и что противодействующие усилия в месте соединения снижаются.

Следует также отметить, что данная балка, обычно размещенная на верхней стойке жесткой конструкции кессонного типа, является легкодоступной для оператора, что облегчает операции по установке и снятию передней аэродинамической конструкции.

Наконец, следует отметить, что эта балка размещена позади каждой тяги регулируемой длиной.

Другая задача изобретения состоит в создании силовой установки, содержащей двигатель, такой как турбореактивный двигатель, и устройство крепления этого двигателя, при этом устройство крепления является таким, как было описано выше.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 схематично показана силовая установка двигателя летательного аппарата, содержащая устройство крепления по одному из предпочтительных вариантов осуществления данного изобретения, вид сбоку;

на фиг.2 показана часть устройства крепления, образующего часть силовой установки, изображенной на фиг.1;

на фиг.3 показана в перспективе часть устройства крепления, изображенного на фиг.2, в увеличенном масштабе.

Осуществление изобретения

Показанная на фиг.1 силовая установка 1 летательного аппарата предназначена для установки под крылом этого летательного аппарата (не показан), причем данная силовая установка 1 содержит устройство 4 крепления согласно предпочтительному варианту осуществления данного изобретения и двигатель 6, такой как турбореактивный двигатель, закрепленный под этим устройством 4.

В целом устройство 4 крепления содержит жесткую конструкцию 8, называемую также первичной конструкцией, снабженную средствами крепления двигателя 6, причем эти средства имеют множество узлов подвески 10, 12 и устройство восприятия тяговых усилий 14, создаваемых двигателем 6.

Силовая установка 1 должна быть расположена в гондоле (не показана), а устройство крепления 4 содержит другой ряд узлов подвески (не показаны), расположенных на жесткой конструкции 8 и используемых для подвески данной силовой установки 1 под крылом летательного аппарата.

В нижеследующем описании буквой Х обозначено продольное направление устройства 4, которое также совпадает с продольным направлением турбореактивного двигателя 6, причем это направление Х параллельно продольной оси 5 данного турбореактивного двигателя 6, буквой Y - направление, поперечное по отношению к устройству 4 и совпадающее с поперечным направлением турбореактивного двигателя 6, а буквой Z - вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.

Термины «передний» и «задний» следует рассматривать относительно направления движения летательного аппарата, которое происходит под действием реактивной силы, создаваемой турбореактивным двигателем 6, причем данное направление условно показано стрелкой 7.

На фиг.1 показаны два узла 10 и 12 подвески двигателя, устройство 14 восприятия тяговых усилий, жесткая конструкция 8 устройства крепления 4 и множество вторичных конструкций, введенных в жесткую конструкцию 8. Эти вторичные конструкции, обеспечивающие разделение и прокладку систем, а также служащие опорой для аэродинамических обтекателей, будут описаны ниже.

Турбореактивный двигатель 6 в своей передней части снабжен большеразмерным корпусом 18 вентилятора, ограничивающим кольцевой канал 20 вентилятора, а в задней части содержит центральный корпус 22 меньшего размера, содержащий газогенератор этого турбореактивного двигателя. Корпуса 18 и 22 жестко соединены между собой.

Как можно видеть на фиг.1, в устройстве 4 имеются два узла 10 и 12 подвески двигателя, называемых передней и задней подвесками двигателя, соответственно.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения жесткая конструкция 8 выполнена в виде кессона, простирающегося от задней части к передней части по существу в направлении X.

В этом случае кессон (жесткая конструкция 8) имеет форму, аналогичную форме, обычно используемой для стоек крепления, в частности содержит поперечные нервюры (не показаны), каждая из которых имеет форму прямоугольника, расположенного в плоскости YZ.

В данном предпочтительном варианте осуществления изобретения передняя подвеска 10 двигателя установлена между передним концом жесткой конструкции 8, называемым также пирамидой, и верхней частью корпуса компрессора 18. Передняя подвеска 10 двигателя сконструирована известным специалистам образом.

Задняя подвеска 12 двигателя, также выполненная известным специалистам образом, установлена между жесткой конструкцией 8 и центральным корпусом 22.

Вторичные конструкции стойки 4 включают в себя переднюю аэродинамическую конструкцию 24, заднюю аэродинамическую конструкцию 26, соединительный обтекатель 28 передней и задней аэродинамических конструкций и нижний аэродинамический обтекатель 30.

В целом эти вторичные конструкции являются известными специалистам традиционными элементами, идентичными или аналогичными используемым в известных решениях.

Передняя аэродинамическая конструкция 24 помещена под крылом и над жесткой конструкцией 8. Она неподвижно установлена на жесткой конструкции 8 и действует как аэродинамический профиль между верхней частью шарнирно подвешенных корпусов вентилятора и передней кромкой крыла. Эта передняя аэродинамическая конструкция 24 не только выполняет функцию аэродинамического обтекателя, но и используется для изоляции и разводки различных систем (воздушной, электрической, гидравлической, топливной). Кроме того, поскольку передняя часть этой конструкции 24 не контактирует с жесткой конструкцией 8, в образованном между этими двумя элементами пространстве обычно располагается теплообменник.

Соединительный обтекатель 28, называемый также «зализ», расположен под крылом в направлении конструкции 24 непосредственно за ней. Соединительный обтекатель 28 проходит до задней аэродинамической конструкции 26, которая содержит наибольшую часть гидравлического оборудования. Эта конструкция 26 предпочтительно располагается полностью позади жесткой конструкции 8, а потому подвешена под крылом летательного аппарата.

Нижний задний аэродинамический обтекатель 30, называемый также «защитой» или «задним пилоном-обтекателем», расположен под жесткой конструкцией 8 и задней аэродинамической конструкцией 26. Его основными функциями являются формирование огнестойкого барьера и формирование аэродинамического профиля между выходным устройством и стойкой крепления.

На фиг.2 и 3 показаны средства подвески передней аэродинамической конструкции 24 на жесткой конструкции 8.

Эти средства включают в себя две соединительных тяги 32 регулируемой длины, расположенные симметрично относительно средней вертикальной плоскости Р устройства крепления параллельно направлению X. Следует отметить, что плоскость Р является плоскостью симметрии для жесткой конструкции 8.

Нижний конец каждой тяги 32 шарнирно соединен с верхним лонжероном жесткой конструкции 8, выполненной в виде кессона, а верхний конец каждой тяги 32 шарнирно соединен с нижним лонжероном передней аэродинамической конструкции 24. Тяги 32 соединены с передней концевой частью жесткой конструкции 8 и предпочтительно наклонены под углом, меньшим 20°, относительно направления Z, предпочтительно так, что расстояние между ними и передней аэродинамической конструкцией 24 уменьшается в направлении вперед, как показано на фиг.2.

Тяги выполнены с возможностью регулировки их длины. В этом отношении можно использовать любой известный специалистам тип тяги, способный выполнять функцию регулирования длины. В частности, можно использовать тяги, в которых один или оба конца могут смещаться по отношению к корпусу тяги любой известной механической системой. Тяги также могут быть выполнены из двух почти одинаковых частей, вставленных одна в другую, при этом длина вставленных частей составляет общую длину тяги.

Выполнение тяг 32 регулируемой длины дает возможность точно регулировать местоположение передней аэродинамической конструкции 24 по отношению к жесткой конструкции 8 и по отношению к любому иному элементу узла двигателя. Это также облегчает настройку различий в установке этих двух тяг 32, поскольку одна из них постоянно работает, т.е. участвует в восприятии усилий, действующих между двумя конструкциями 24 и 8, а другая тяга действует только в случае отказа первой тяги. Таким образом, вторая тяга выполняет только резервную функцию, называемую функцией «безопасности при аварии», так что в нормальных условиях она не осуществляет передачу усилий между двумя конструкциями 24 и 8.

В этом случае действующая тяга 32 сконструирована для восприятия усилий, направленных вдоль оси Z, но не усилий, направленных вдоль осей Х и Y.

Средства навески конструкции 24 на конструкции 8, соединенной с тягами 32, включают в себя также балку 34, расположенную вдоль направления Y и предпочтительно проходящую по всей ширине верхнего лонжерона жесткой конструкции, на котором она неподвижно установлена.

Как показано на фиг.3, предпочтительно балка 34 по причинам безопасности дублирована, т.е. образована из двух балок, совмещенных вдоль направления X. Она имеет стыковочный узел 36 на каждом из своих двух концов, соответствующий стыковочному узлу 38, выполненному на конструкции 24.

Более конкретно каждый стыковочный узел 36 предпочтительно имеет приблизительно плоскую поверхность в плоскости XY, слегка возвышающуюся над верхним лонжероном кессонной конструкции 8. Когда стыковочные узлы 36 и 38 соединены, они фиксируются друг с другом болтами или аналогичными элементами. Балка 34 расположена позади тяг 32 и работает совместно с задней концевой частью конструкции 24, как видно на фиг.2.

При таком выполнении балка 34 спроектирована для восприятия усилий, действующих по существу вдоль поперечного направления Y, и поэтому она предпочтительно выполнена в виде двух «стыковочных полуузлов», каждый из которых способен воспринимать усилия, действующие по существу вдоль направления Х и вдоль вертикального направления Z.

Усилия, приложенные вдоль направлений Х и Y, воспринимают исключительно стыковочные полуузлы балки 34, а усилия, приложенные вдоль вертикального направления Z, совместно воспринимают действующая тяга 32 и два стыковочных полуузла балки 34.

Моменты, действующие относительно направлений Х и Z, воспринимаются только двумя стыковочными полуузлами балки 34, а моменты, действующие относительно направления Y, совместно воспринимаются в вертикальном направлении этими двумя полуузлами и действующей тягой 32.

Описанные выше средства крепления 34 и 36 могут формировать статически определимую систему для узла передней аэродинамической конструкции 24 на жесткой конструкции 8 стойки 4.

Разумеется, специалист может вносить разнообразные изменения в описанные выше устройство 4 крепления и в силовую установку 1 двигателя, представленные только в виде неограничительных примеров. В частности, можно отметить, что хотя описанная силовая установка 1 представлена в конфигурации, предназначенной для ее размещения под крылом летательного аппарата, однако данная силовая установка может быть размещена и над крылом.

1. Устройство крепления (4) двигателя (6), предназначенное для установки между крылом (2) летательного аппарата и указанным двигателем (6) и содержащее жесткую конструкцию (8) и неподвижно установленную на ней посредством средств крепления переднюю аэродинамическую конструкцию (24), выполненную с возможностью поддержания корпусов вентилятора двигателя и установки между жесткой конструкцией и крылом, отличающееся тем, что средства крепления содержат по меньшей мере одну соединительную тягу (32) регулируемой длины, один конец которой соединен с жесткой конструкцией (8), а другой конец - с передней аэродинамической конструкцией (24).

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что средства крепления содержат две соединительных тяги (32) регулируемой длины, каждая из которых одним концом соединена с жесткой конструкцией (8), а другим концом - с передней аэродинамической конструкцией (24).

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что две соединительных тяги (32) регулируемой длины расположены симметрично относительно вертикальной средней плоскости (Р) устройства крепления параллельно продольному направлению (X) этого устройства.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что концы каждой тяги (32) регулируемой длины соединены шарнирно.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что продольная ось каждой тяги (32) регулируемой длины образует с вертикальным направлением (Z) устройства крепления угол меньше 20°.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что средства крепления содержат балку (34), расположенную между жесткой конструкцией (8) и передней аэродинамической конструкцией (24).

7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что балка (34) расположена вдоль поперечного направления (Y) устройства крепления.

8. Устройство по любому из пп.6 или 7, отличающееся тем, что балка (34) размещена позади каждой тяги (32) регулируемой длины.

9. Силовая установка (1), содержащая двигатель (6) и устройство (4) его крепления, отличающаяся тем, что устройство крепления представляет собой устройство по п.1.