Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления



Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления
Силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель со стойкой крепления

 


Владельцы патента RU 2420430:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату. Силовая установка (1) содержит двигатель (2), стойку (4) его крепления, включающую в себя жесткую конструкцию (10), содержащую кессон (24) и монтажную систему (11), расположенную между двигателем (2) и жесткой конструкцией (10). Также силовая установка содержит теплообменную систему (104), содержащую теплообменник (114), с которым соединены вход горячего воздуха (108), вход холодного воздуха (106), первый выход (116), сообщающийся с входом (108) горячего воздуха, а также по меньшей мере один второй выход (122), сообщающийся с входом (106) холодного воздуха. Каждый второй выход (122) теплообменной системы (104) находится между кессоном (24) и двигателем (2) и расположен сзади по отношению к заднему узлу (8) подвески двигателя. Теплообменник (114) расположен внутри заднего аэродинамического обтекателя (66) стойки (4) крепления, при этом задний аэродинамический обтекатель (66) полностью расположен позади заднего узла (8) подвески двигателя. Вход (108) горячей текучей среды теплообменной системы (104) выполнен на трубопроводе (112) горячего воздуха, соединенном с теплообменником (114) и проходящем через конструктивный блок (34) жесткой конструкции (10). Технический результат заключается в упрощении конструкции силовой установки и улучшении аэродинамических характеристик летательного аппарата. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение в целом относится к стойкам крепления двигателя, предназначенным для установки между крылом летательного аппарата и двигателем, и, в частности, к силовой установке, содержащей такую стойку крепления.

Изобретение может быть использовано на любом типе летательного аппарата, оборудованного турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.

Этот тип стойки крепления обеспечивает подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или установку этого газотурбинного двигателя над этим крылом.

Уровень техники

Стойка крепления двигателя летательного аппарата является промежуточным соединительным узлом между, например, турбореактивным двигателем и несущей плоскостью летательного аппарата. Она позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его соответствующим турбореактивным двигателем, и предназначена также для прокладки топливной магистрали, электрических кабелей, гидравлики и воздушных каналов между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий стойка содержит жесткую конструкцию, называемую также первичной конструкцией, часто «кессонного» типа, то есть образованную набором верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой при помощи поперечных нервюр.

Стойка также оборудована монтажной системой, установленной между двигателем и жесткой конструкцией стойки, и эта система, в основном, содержит по меньшей мере два узла подвески двигателя: как правило, передний узел подвески и задний узел подвески.

Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем. В известных решениях такое устройство обычно выполняли, например, в виде двух боковых тяг, соединенных с одной стороны с задней частью корпуса вентилятора турбореактивного двигателя, а с другой стороны - с задним узлом подвески двигателя, закрепленным на его корпусе.

Стойка крепления содержит также вторую монтажную систему, установленную между жесткой конструкцией этой стойки и несущей плоскостью летательного аппарата, причем эта вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.

Наконец, стойка оборудована вторичной конструкцией, обеспечивающей разделение и прокладку систем и поддерживающей также установленные на ней аэродинамические обтекатели, причем задний аэродинамический обтекатель обычно выступает за пределы передней кромки крыла.

Кроме того, силовая установка оборудована также теплообменной системой. Если эта система является системой классического типа, то есть типа воздух/воздух, она содержит теплообменник, с которым соединены вход горячего воздуха, вход холодного воздуха, первый выход, соединенный с элементом крыла летательного аппарата, а также второй выход, выходящий над жесткой конструкцией стойки перед задним узлом подвески двигателя. Такое расположение второго выхода имеет определенные недостатки: например, необходимо наличие выходного трубопровода, проходящего вертикально через жесткую конструкцию стойки для вывода второго выхода над этой конструкцией, что создает очевидные проблемы безопасности, а также трудности установки, связанные с ограниченным доступом к кессону, образующему жесткую конструкцию.

Кроме того, при такой конструкции относительно горячий воздух выходит из второго выхода вблизи крыла летательного аппарата, что приводит к существенному возмущению аэродинамического потока на уровне этого крыла. Эти возмущения могут значительно ухудшить характеристики летательного аппарата.

В документе ЕР-А-0743434 описан другой тип силовой установки, в которой второй выход теплообменника выходит между корпусом двигателя и внутренним обтекателем контура холодного воздуха вблизи компрессорной группы. Тем не менее, расположение этого второго выхода в сторону входа двигателя, сообщающегося с входом холодного воздуха, не позволяет оптимально использовать текучую среду, выходящую из этого второго выхода. Кроме того, присутствие теплообменника во втором контуре приводит к увеличению габаритов.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение направлено на создание силовой установки летательного аппарата, позволяющей, по меньшей мере частично, устранить вышеупомянутые недостатки известных технических решений, а также на создание летательного аппарата, содержащего по меньшей мере одну такую силовую установку.

Таким образом, объектом настоящего изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель и стойку его крепления, при этом стойка содержит жесткую конструкцию, называемую также первичной конструкцией, включающую в себя кессон, предпочтительно оборудованный нижним конструктивным элементом, таким как нижний лонжерон, и монтажную систему, установленную между двигателем и жесткой конструкцией и содержащую, в частности, задний узел подвески двигателя, при этом установка дополнительно содержит теплообменную систему, включающую в себя теплообменник, с которым соединены вход горячего воздуха, вход холодного воздуха, первый выход, например, предназначенный для соединения с элементом крыла летательного аппарата, если теплообменная система является системой типа воздух/воздух, а также по меньшей мере один второй выход. Первый выход сообщается с входом горячего воздуха, а упомянутый по меньшей мере один второй выход сообщается с входом холодного воздуха. Согласно изобретению каждый второй выход теплообменной системы находится между кессоном и двигателем, то есть предпочтительно под нижним конструктивным элементом типа нижнего лонжерона, если двигатель предназначен для подвески под крылом летательного аппарата. При этом каждый второй выход расположен сзади заднего узла подвески двигателя. Кроме того, теплообменник теплообменной системы расположен, по меньшей мере частично, внутри заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления, причем указанный задний аэродинамический обтекатель находится полностью сзади заднего узла подвески двигателя.

Таким образом, конструкция в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно не требует наличия второго выходного трубопровода, проходящего через кессон жесткой конструкции стойки, так как второй выход воздуха находится под нижним конструктивным элементом этого кессона, что относится также к теплообменнику, когда двигатель предназначен для крепления при помощи подвески под крылом. При этом повышается безопасность силовой установки, а также упрощается монтаж теплообменной системы. С другой стороны, расположение второго выхода в соответствии с настоящим изобретением способствует тому, что выходящий из него воздух не возмущает поток на уровне крыла. Таким образом, характеристики летательного аппарата могут быть улучшены по сравнению с известными техническими решениями.

Таким образом, второй выход выходит наружу за пределами заднего узла подвески двигателя на уровне, где давление является, по существу, более высоким, чем давление перед этим узлом подвески двигателя, следовательно, разность давления, возникающая между входом холодного воздуха и вторым выходом теплообменной системы, намного больше, чем в известных технических решениях, за счет сильного всасывания на уровне этого второго выхода. Это позволяет существенно увеличить расход воздуха, проходящего через теплообменную систему, и, следовательно, улучшить ее характеристики.

Кроме того, учитывая, что второй выход находится сзади заднего узла подвески двигателя, этот выход можно легко направить в область реактивной струи двигателя и тем самым использовать воздух, выходящий из этого второго выхода, для создания дополнительной тяги.

Кроме того, как было упомянуто выше, теплообменник теплообменной системы выполнен, по меньшей мере частично, внутри заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления. При такой конфигурации, которая позволяет использовать воздух, выходящий из второго выхода, в качестве дополнительного источника тяги, преимуществом является уменьшение размера между передней частью кессона и двигателем, что приводит к снижению возмущений вентиляции этого двигателя, а также улучшает доступ в эту зону, которая, как правило, является смежной с рабочей зоной двигателя. Кроме того, поток газа во втором контуре больше не претерпевает возмущений от присутствия теплообменника в этой зоне, что позволяет повысить характеристики двигателя.

Кроме того, когда теплообменник больше не находится перед задним узлом подвески двигателя, вход холодного воздуха может предпочтительно находиться дальше, чем в известных технических решениях, например на уровне передней части вышеуказанного обтекателя, то есть в точке, где давление является более высоким. Это позволяет холодному воздуху заходить в теплообменную систему под более высоким давлением, что дает выигрыш в производительности этой системы.

Предпочтительно второй выход теплообменной системы заходит внутрь заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления. В этом случае можно предусмотреть выходное воздушное отверстие сзади этого обтекателя для обеспечения выпуска воздуха, при этом указанное отверстие, в случае необходимости, можно сочетать с управляемой подвижной конструкцией, которая в зависимости от своего положения позволяет изменять аэродинамическую форму указанного обтекателя. В таком техническом решении, согласно которому подвижную конструкцию предпочтительно располагают в отверстии, управление подвижной конструкцией позволяет уменьшать/увеличивать всасывание воздуха, выходящего из отверстия, предусмотренного на этом обтекателе, в зависимости от того, находится ли обтекатель в конструкции, образующей один или несколько уступов, создающих донный эффект, или в конструкции, образующей, по существу, сплошную аэродинамическую форму без уступов, чтобы максимально снизить возможное лобовое сопротивление.

С другой стороны, когда второй выход теплообменной системы заходит внутрь заднего аэродинамического обтекателя, обтекатель может быть оборудован управляемой подвижной конструкцией, содержащей две боковые панели, шарнирно установленные на уровне своего переднего конца соответственно на двух боковых обшивках обтекателя, при этом каждая из панелей предназначена в этом случае для перекрывания/открывания отверстия, выполненного в соответствующей боковой обшивке обтекателя.

Предпочтительно стойку выполняют таким образом, чтобы жесткая конструкция стойки крепления содержала также конструктивный блок, неподвижно установленный на кессоне между этим кессоном и двигателем и предпочтительно под нижним конструктивным элементом кессона, когда двигатель предназначен для подвески под крылом самолета. В этом случае конструктивный блок называют нижним конструктивным блоком, содержащим стыковочную плоскость для крепления заднего узла подвески двигателя.

Таким образом, в неограничивающем случае, когда двигатель предназначен для крепления под несущей плоскостью летательного аппарата, это расположение в целом позволяет вынести задний узел подвески двигателя вниз относительно кессона за счет наличия нижнего конструктивного блока, являющегося, таким образом, неотъемлемой частью жесткой конструкции. Добавление этого блока по сравнению с известными техническими решениями, в которых жесткая конструкция состоит исключительно из кессона, обеспечивает дополнительные преимущества, среди которых можно указать на возможность увеличения расстояния между этим кессоном и двигателем, подвешенным к стойке. Это приводит к тому, что термические воздействия проявляются на этом кессоне в гораздо меньшей степени, чем в известных технических решениях, где стыковочная плоскость для крепления заднего узла подвески двигателя находится непосредственно на нижнем конструктивном элементе типа нижнего лонжерона. Это снижение термических воздействий позволяет применить материалы, менее чувствительные к нагреву, такие как композитные материалы типа стекловолокон или углеродных волокон, пропитанных смолой. В этом случае можно получить значительный выигрыш в массе всей конструкции стойки крепления.

Кроме того, это позволяет отделить требования к компоновке конструктивного блока, в основном диктовавшиеся необходимостью обеспечения прохождения усилий от заднего узла подвески двигателя, от требований к компоновке кессона, размеры которого, в основном, определяются стыковочным узлом крыла, на котором закреплен этот кессон. Благодаря этому ширина блока может быть меньше ширины кессона, что дает существенный выигрыш в аэродинамических характеристиках, учитывая, что во втором контуре находится именно блок небольшой ширины, а не более широкая нижняя часть кессона. Таким образом, аэродинамические возмущения напротив заднего узла подвески двигателя значительно уменьшаются по сравнению с известными техническими решениями.

С другой стороны, понятно, что геометрия кессона больше не зависит от необходимости приближения к корпусу двигателя, так как эта функция может быть полностью обеспечена нижним конструктивным блоком, неподвижно соединенным с этим кессоном. Это позволяет значительно упростить геометрию этого кессона, так же как и процесс его изготовления, в частности, предусматривая выполнение нижней стороны кессона плоской от одного конца жесткой конструкции до другого ее конца. Таким образом, уменьшается и идеально оптимизируется масса кессона, поскольку нижняя его часть больше не содержит уступа большой ширины, предназначенного исключительно для приближения к корпусу двигателя.

Наконец, необходимо отметить, что блок, выступающий из кессона вниз и расположенный только на небольшой продольной длине жесткой конструкции, позволяет легко проложить трубопроводы или аналогичные элементы через этот нижний конструктивный блок. Эта возможность, касающаяся систем, прокладываемых в стойке, облегчает, таким образом, доступ к задней части жесткой конструкции, для чего раньше необходимо было проходить через кессон, который не отличается такой доступностью.

Предпочтительно первый выход теплообменной системы выполнен на первом выходном трубопроводе, соединенном с теплообменником и проходящем через кессон жесткой конструкции. Это расположение наиболее предпочтительно для случая, когда теплообменная система является системой типа воздух/воздух, а первый выход при этом предназначен для соединения с элементом крыла летательного аппарата. Тем не менее, изобретение применимо также для других случаев, в которых текучая среда, проходящая через теплообменную систему и выходящую через первый выход, предназначена не для крыла и/или фюзеляжа, а для двигателя, гондолы или жесткой конструкции стойки.

Следует также отметить, что теплообменная система типа текучая среда/воздух выполнена таким образом, что текучую среду, проходящую через вход горячей текучей среды, а также через первый выход, выбирают из группы, в которую входят воздух, масло и топливо.

Предпочтительно вход горячей текучей среды теплообменной системы выполнен на трубопроводе горячей текучей среды, соединенном с теплообменником и проходящем через конструктивный блок жесткой конструкции, чтобы этот вход горячей текучей среды предпочтительно был расположен в газогенераторе, то есть на уровне центрального корпуса этого двигателя. Разумеется, в случае, когда текучая среда, проходящая через теплообменник, является не воздухом, а топливом или маслом, соединение этого входа горячей текучей среды можно осуществить в другом месте, отличном от рабочей зоны двигателя.

Наконец, предпочтительно каждый второй выход находится между кессоном и двигателем напротив сопла двигателя или за ним.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку.

Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показана силовая установка летательного аппарата согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения, вид сбоку;

на фиг.2 показан нижний конструктивный блок, принадлежащий к жесткой конструкции стойки крепления силовой установки, показанной на фиг.1, увеличенный вид в перспективе;

на фиг.3а и 3b показана силовая установка, изображенная на фиг.1 и 2, с теплообменной системой, соответственно частичный вид сбоку и частичный вид в перспективе;

на фиг.4а и 4b показан задний участок аэродинамического обтекателя стойки крепления, входящего в состав силовой установки, изображенной на фиг.3а, с управляемой подвижной конструкцией, выполненной с возможностью уменьшения/увеличения всасывания воздуха на выходе обтекателя, вид сверху;

на фиг.5 показан вид, аналогичный фиг.4а и 4b, при этом управляемая подвижная конструкция выполнена согласно альтернативному варианту выполнения;

на фиг.6а показана задняя часть силовой установки, изображенной на фиг.3а, с задним аэродинамическим обтекателем, оборудованным управляемой подвижной конструкцией, выполненной согласно другому альтернативному варианту;

на фиг.6b показан разрез вдоль линии VI-VI фиг.6а.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показана силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом 3 этого летательного аппарата, при этом установка 1, оборудованная стойкой крепления 4, представлена согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения.

Силовая установка 1 содержит двигатель, такой как турбореактивный двигатель 2, и стойку 4 крепления, при этом стойка оборудована жесткой конструкцией 10 и монтажной системой 11, состоящей из нескольких узлов 6, 8 подвески двигателя и устройства 9 восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2. Монтажная система 11 установлена между двигателем и вышеупомянутой жесткой конструкцией 10. Силовая установка 1 расположена в гонде (не показана), а стойка 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (не показаны), обеспечивающих подвеску этой силовой установки 1 под крылом летательного аппарата.

В дальнейшем описании условно буквенной позицией Х обозначено продольное направление стойки 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 2, причем этом направление Х параллельно продольной оси 5 этого турбореактивного двигателя 2. Позицией Y обозначено направление, поперечное стойке 4 и соответствующее также поперечному направлению турбореактивного двигателя 2, а позицией Z обозначено вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z являются взаимно ортогональными.

С другой стороны, термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата под действием силы тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 2, и это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.1 показаны только устройство 9 восприятия усилий, узлы 6, 8 подвески двигателя и жесткая конструкция 10 стойки 4 крепления. Другие не показанные конструктивные элементы этой стойки 4, такие как средства крепления жесткой конструкции 10 под крылом летательного аппарата или вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных специалистам технических решений, поэтому их подробное описание опускается, за исключением нижнего заднего аэродинамического обтекателя, который является отличительным признаком настоящего изобретения.

В передней части турбореактивный двигатель 2 содержит корпус 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, и в сторону выхода содержит центральный корпус 16 меньшего размера, содержащий газогенератор этого турбореактивного двигателя. Наконец, центральный корпус 16 продолжен в сторону выхода корпусом 17 выходного устройства большего размера, чем центральный корпус 16. Корпуса 12, 16 и 17 неподвижно соединены друг с другом.

Как показано на фиг.1, набор узлов подвески двигателя содержит передний узел 6 подвески двигателя и задний узел 8 подвески двигателя, в случае необходимости состоящий из двух задних полуузлов подвески, что известно специалистам. Устройство 9 восприятия усилий выполнено, например, в виде двух боковых тяг (показана только одна тяга, поскольку представлен вид сбоку), соединенных с одной стороны - с задней частью корпуса 12 вентилятора, а с другой стороны - с траверсой 20, которая установлена на жесткой конструкции 10.

Передний узел 6 подвески двигателя, неподвижно соединенный с металлическим крепежным элементом 15 жесткой конструкции 10 и с корпусом 12 ветилятора, классически выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, только в направлениях Y и Z, то есть не воспринимает усилия, действующие в направлении X. Например, этот передний узел 6 подвески предпочтительно заходит в окружной концевой участок корпуса 12 вентилятора.

Задний узел 8 подвески двигателя в основном установлен между корпусом 17 выходного устройства и жесткой конструкцией 10 стойки. Предпочтительно он выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, в направлениях Y и Z, но не усилий, действующих в направлении X.

Таким образом, при наличии изостатической монтажной системы 11 восприятие усилий, действующих в направлении X, осуществляется при помощи устройства 9, а восприятие усилий, действующих в направлениях Y и Z, осуществляется совместно передним 6 узлом подвески и задним узлом 8 подвески.

Восприятие момента, действующего вокруг направления X, осуществляется вертикально при помощи узла 8 подвески, восприятие момента, действующего вокруг направления Y, осуществляется вертикально при помощи заднего узла 8 подвески совместно с узлом 6 подвески, и восприятие усилий, действующих вокруг направления Z, осуществляется поперечно при помощи узла 8 подвески совместно с узлом 6 подвески.

Как показано на фиг.1, конструкция 10 содержит кессон 24, простирающийся от одного конца этой конструкции 10 к другому ее концу в направлении X, и образует, таким образом, торсионный кессон, называемым главным кессоном конструкции. Классически он состоит из верхнего лонжерона 26 и нижнего лонжерона 28, а также из двух боковых панелей 30 (на фиг.1 показана только одна панель), которые расположены в направлении Х и, по существу, в плоскости XZ. Внутри этого кессона 24 выполнены усиливающие его жесткость поперечные нервюры 32, расположенные в плоскостях YZ и отстоящие друг от друга в продольном направлении. В качестве примера необходимо отметить, что каждый из элементов 26, 28 и 30 может быть выполнен в виде единой детали или путем сборки состыкованных секций, которые, в случае необходимости, могут иметь небольшой наклон относительно друг друга.

Как показано на фиг.1, предпочтительно нижний лонжерон 28 выполнен плоским по всей своей длине, причем эта плоскость является, по существу, параллельной плоскости XY или имеет небольшой наклон относительно последней.

В случае, когда двигатель предназначен для подвески под крылом, на наружной поверхности нижнего лонжерона неподвижно устанавливают конструктивный блок 34, называемый нижним конструктивным блоком 34 в силу его положения под кессоном 24. Тем не менее, необходимо отметить, что в не описанном, но охватываемом настоящим изобретением случае, когда двигатель 2 устанавливают над крылом 3, конструктивный блок неподвижно соединяют с верхним лонжероном 26 кессона.

Блок 34 содержит стыковочную плоскость 36 для крепления заднего узла 8 подвески, расположенную под плоскостью, в которой находится лонжерон 28, и предпочтительно направленную вдоль плоскости XY. Как будет описано ниже, стыковочная плоскость 36 предназначена для взаимодействия с крепежным корпусом заднего узла 8 подвески двигателя.

Решение, в котором ширина блока 34 в направлении Y меньше, чем ширина кессона 24, позволяет, таким образом, вынести узел 8 подвески вниз по отношению к кессону 24, то есть увеличить расстояние между двигателем 2 и этим кессоном.

Таким образом, термические воздействия на кессон 24 являются относительно слабыми, поэтому его можно выполнить из композитного материала или из любого другого термочувствительного материала, благодаря чему можно получить выигрыш в общей массе стойки 4. С другой стороны, блок 34 более подвержен термическим воздействиям по причине его близости к двигателю 2, и его следует выполнять из металла, предпочтительно из титана.

На фиг.2 показано, что конструктивный блок 34, закрепленный под нижним лонжероном 28, содержит две боковины 40, каждая из которых снабжена в своей верхней части крепежной полкой 42, направленной вдоль той же плоскости, что и этот лонжерон, для обеспечения с ним контакта и для крепления блока 34 на кессоне 24. При этом крепление предпочтительно осуществляют при помощи множества стяжных болтов и предохранительных штифтов (не показаны), расположенных перпендикулярно к нижнему лонжерону 28 вдоль осей 44, проходящих через полки 42. Предпочтительно эти средства крепления позволяют снизить теплопроводность между блоком 34 и нижним лонжероном 28, причем эту теплопроводность можно снизить еще больше, установив изолирующие кольца или шайбы между этими двумя элементами 24 и 34.

С другой стороны, блок 34 содержит также одну или несколько поперечных нервюр 46, выполненных между двумя боковинами 40 и предпочтительно направленными вдоль плоскостей YZ.

Стыковочная плоскость 36 образована нижним участком 50 двух боковин 40, в случае необходимости, в комбинации с одной из нервюр 46 и предпочтительно имеет вид рамы. Так, эта стыковочная плоскость 36, образованная двумя нижними участками 50 боковин 40 и нижней частью соответствующей нервюры 46, в целом образует горизонтальную полосу, расположенную вдоль направления Y, на которой крепят крепежный корпус 38 заднего узла 8 подвески двигателя, предпочтительно посредством болтов.

Такой крепежный корпус 38 известен специалистам и имеет конструкцию, по существу, идентичную конструкции, используемой в решениях, в которых этот корпус устанавливают непосредственно на нижнем лонжероне 28 кессона. Таким образом, он содержит две вилки 52, с которыми шарнирно соединяют серьги (не показаны), в свою очередь, шарнирно установленные на металлических крепежных элементах, неподвижно соединенных с двигателем.

Кроме того, между двумя боковинами 40, предпочтительно спереди по отношению к крепежному корпусу 38, выполнен металлический элемент 54 крепления траверсы 20. На этом металлическом крепежном элементе 54 установлен шкворень 56 траверсы 20, которая своими двумя концами шарнирно соединена с двумя тягами 9 восприятия тяговых усилий.

Блок 34 может быть выполнен в виде вторичного жесткого кессона и содержать переднюю и заднюю запорные пластины (не показаны), неподвижно соединенные с боковинами 40, закрывая этот кессон соответственно спереди и сзади.

Как показано на фиг.3а и 3b, силовая установка 1 дополнительно содержит теплообменную систему 104, которая, в основном, состоит из входа 106 холодного воздуха и входа 108 горячего воздуха, при этом вход 106 холодного воздуха выполнен под кессоном 24, предпочтительно сзади заднего узла 8 подвески на уровне заднего аэродинамического обтекателя 66, что будет описано ниже. Вход 108 горячего воздуха соединен непосредственно с центральным корпусом двигателя 2. Он выполнен на уровне переднего конца трубопровода 112 горячего воздуха, соединенного своим другим концом с теплообменником 114, расположенным между кессоном 24 и двигателем 2 за задним узлом 8 подвески и конструктивным блоком 34. Следует отметить, что теплообменник 114 может иметь любую известную специалистам конструкцию.

Система 104 содержит первый выход 116, предназначенный для соединения с крылом так, чтобы обеспечивать противообледенительную защиту, кондиционирование воздуха в кабине и т.д. Этот выход 116 выполнен на конце первого выходного трубопровода 120, другой конец которого соединен с теплообменником 114. Для подхода к крылу этот трубопровод 120 проходит через кессон 24, предпочтительно вертикально, как показано на фиг.3а и 3b.

Теплообменная система 104 оборудована вторым выходом 122, при этом первый выход сообщается с входом горячего воздуха, а второй выход сообщается с входом холодного воздуха.

Одной из особенностей настоящего изобретения является то, что второй выход 122 расположен сзади узла 8 подвески под лонжероном 28 кессона 24 в случае, когда двигатель предназначен для крепления под крылом летательного аппарата. Для этого, как было указано выше, предусмотрено, чтобы теплообменник 114, по меньшей мере частично, находился внутри обтекателя 66, то есть за блоком 34 и задним узлом 8 подвески. На фиг.3а показан этот аэродинамический обтекатель, которым оборудована стойка 4 и который известен под названием заднего аэродинамического обтекателя или нижнего заднего аэродинамического обтекателя. Этот обтекатель 66, предпочтительно выполненный под кессоном 24, полностью находится сзади узла 8 подвески и обычно выступает назад за пределы задней кромки крыла 3. Таким образом, он не является частью жесткой конструкции стойки, а соединен с ней при помощи опорного металлического крепежного элемента (не показан), неподвижно установленного под кессоном 24 сзади по отношению к блоку 34.

На фиг.3а и 3b показано, что трубопровод 112 горячего воздуха с входом 108 горячего воздуха, соединенным с центральным корпусом 16 двигателя 2, проходит через блок 34 в сторону выхода, соединяясь с теплообменником 114, установленным, по меньшей мере частично, в обтекателе 66 предпочтительно на уровне его передней части. Трубопровод 112 горячего воздуха может содержать дополнительный вход 108b горячего воздуха, тоже соединенный с двигателем 2 сзади входа 108.

Вход 106 холодного воздуха и второй выход 122 предпочтительно находятся сбоку по обе стороны от теплообменника 114 сзади заднего узла 8 подвески, что тоже показано на фиг.3а и 3b.

Второй выход 122 заходит, по меньшей мере частично, внутрь обтекателя 66. Таким образом, учитывая, что воздух, выходящий из этого второго выхода 122, предпочтительно используется для создания тяги, описанная выше конструкция может содержать выходное воздушное отверстие на обтекателе.

На фиг.4а и 4b показан первый вариант выполнения заднего участка аэродинамического обтекателя 66, который в этом случае содержит указанное выходное воздушное отверстие 86 на своем заднем концевом участке.

В этом варианте выполнения отверстие 86 связано с управляемой подвижной конструкцией 88, которая в зависимости от своего положения позволяет изменять аэродинамическую форму обтекателя 66. Эта конструкция 88 предпочтительно имеет оживальную или аналогичную форму, которая, занимая заднее положение, называемое развернутым аэродинамическим положением, выступает из отверстия 86 таким образом, что по существу является аэродинамическим продолжением боковых обшивок 90а, 90b обтекателя 66, как показано на фиг.4а. Эта конструкция 88, которая является управляемой в поступательном движении в направлении 92, предпочтительно, по существу, параллельном направлению X, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96 позволяет получить обтекатель 66, по существу, сплошной аэродинамической формы без уступа, который не оказывает существенного лобового сопротивления. Например, это аэродинамическое положение предпочтительно применяется во время фаз полета летательного аппарата на высоких скоростях.

На фиг.4b показана подвижная конструкция 88 в переднем положении, называемом задвинутым положением всасывания, и эта конструкция 88 почти полностью задвинута внутрь относительно отверстия 86, которое в этом случае имеет сечение большей площади. В этом случае больше не обеспечивается аэродинамическое продолжение боковых обшивок 90а, 90b обтекателя 66. Наоборот, на уровне заднего конца этих двух обшивок 90а, 90b появляется уступ или аэродинамический разрыв 98а, 98b, что создает донный эффект под действием воздуха, обдувающего наружную стенку этих обшивок 90а, 90b. Этот донный эффект способствует увеличению всасывания воздуха, выходящего из отверстия 86, повышая за счет этого эффективность защитной системы 58.

Это положение всасывания предпочтительно применяется во время полета летательного аппарата на низких скоростях. Действительно, при небольшой скорости лобовое сопротивление от уступов 98а, 98b не является определяющим, а создаваемое всасывание позволяет увеличить разность давления, которая без этих уступов была бы незначительной из-за низкой скорости летательного аппарата.

На фиг.5 показан второй вариант выполнения заднего участка аэродинамического обтекателя 66, который тоже содержит выходное воздушное отверстие 86 в своем заднем концевом участке.

В этом варианте выполнения отверстие 86 связано с подвижной конструкцией 88, которая уже не имеет оживальной формы, а выполнена в виде двух панелей 100а, 100b, шарнирно соединенных друг с другом на уровне своего заднего конца с осью 102, предпочтительно параллельной направлению Y. Эти панели 100а, 100b постоянно выступают из отверстия 86.

В раздвинутом положении, показанном сплошными линиями и называемом развернутым аэродинамическим положением, передние концы обеих панелей 100а, 100b опираются на задние концы обшивок 90а, 90b обтекателя 66 так, что, по существу, являются аэродинамическим продолжением этих обшивок. Конструкция 88, поворот которой вокруг оси 102 регулируется, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96, позволяет получить обтекатель 66, по существу, сплошной аэродинамической формы и без уступа, который не оказывает значительного лобового сопротивления.

В сдвинутом положении, называемом задвинутым положением всасывания, показанном пунктирной линией на фиг.5, эти два передних конца панелей 100а, 100b, приблизившихся друг к другу за счет поворота, теперь соответственно оказываются значительно удалены от задних концов обшивок 90а, 90b, то есть отверстие 86 имеет сечение большей площади, и аэродинамическое продолжение этих боковых обшивок 90а и 90b больше не обеспечивается. Напротив, между задним концом каждой из этих двух обшивок 90а, 90b и соответствующей панелью 100а, 100b появляется уступ или аэродинамический разрыв 98а, 98b, который создает донный эффект под действием воздуха, обдувающего наружную стенку этих обшивок 90а, 90b.

Преимуществом двух описанных выше альтернативных вариантов является наличие отверстия 86 с сечением, изменяющимся в зависимости от положения подвижной конструкции 88. Действительно, возможное регулирование количества воздуха, выходящего из второго выхода за счет изменения сечения отверстия обтекателя, позволяет отказаться от применения клапана, предусмотренного с этой же целью на входе теплообменной системы в известных технических решениях.

На фиг.6а и 6b показан третий вариант обеспечения выпуска воздуха за пределы аэродинамического обтекателя 66, который не содержит в своем заднем концевом участке выходного отверстия, а содержит два отверстия 105а, 105b, расположенные по обе стороны от обтекателя 66 соответственно на его двух боковых обшивках 90а, 90b. Эти отверстия 105а, 105b могут находиться внутри или вблизи центральной зоны обтекателя 66, если смотреть по направлению X.

В этом варианте выполнения подвижная конструкция 88, в основном, принимает форму двух боковых панелей/створок 101а, 101b, каждая из которых шарнирно установлена на уровне своего переднего конца на боковой обшивке 90а, 90b обтекателя 66 соответственно вокруг осей 103а и 103b, предпочтительно параллельных направлению Z.

В сложенном положении, показанном сплошной линией, называемом аэродинамическим положением, задний конец обеих панелей 101a, 101b опирается на обшивки 90а, 90b обтекателя 66, являясь, по существу, аэродинамическим продолжением этих обшивок. Конструкция 88, поворот которой регулируется, например, при помощи соединенных с ней приводных средств (не показаны), позволяет, таким образом, получить обтекатель 66, по существу, сплошной аэродинамической формы и без уступа, не оказывающий существенного лобового сопротивления. В этом сложенном положении каждая из панелей 101a, 101b перекрывает свое соответствующее отверстие 105а, 105b, выполненное в соответствующей боковой обшивке 90а, 90b обтекателя.

В развернутом положении, называемом положением выпуска воздуха, показанном пунктирной линией на фиг.6b, оба задних конца панелей 101a, 101b, которые были раздвинуты в результате поворота вокруг осей 103а, 103b, соответственно удалены от обшивок 90а, 90b, и аэродинамическое продолжение этих боковых обшивок 90а, 90b, таким образом, больше не обеспечивается. В этом случае воздух, находящийся в обтекателе 66, может выходить через свободные пространства, образовавшиеся между обшивками 90а, 90b и задними концами боковых панелей 101a, 101b. Разведение боковых панелей/створок 101a, 101b, которое приводит к открыванию отверстий 105а, 105b, способствует созданию эффекта всасывания в развернутом положении этих панелей.

Разумеется, специалист может вносить различные изменения в описанные силовые установки 1 летательного аппарата, представленные исключительно в качестве неограничивающих примеров. В этой связи следует отметить, что стойка 4 была представлена в конфигурации, предназначенной для ее крепления под крылом летательного аппарата, однако эту стойку 4 можно также представить в другой конфигурации, которая позволяет установить ее над крылом.

Кроме того, теплообменная система, применяемая в настоящем изобретении, может быть не системой типа воздух/воздух, а системой типа топливо/воздух или масло/воздух, оставаясь при этом в рамках настоящего изобретения.

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая двигатель (2), стойку (4) его крепления, включающую в себя жесткую конструкцию (10), содержащую кессон (24), монтажную систему (11), расположенную между двигателем (2) и жесткой конструкцией (10) и содержащую, в частности, задний узел (8) подвески двигателя, теплообменную систему (104), содержащую теплообменник (114), с которым соединены (108) вход горячего воздуха, вход (106) холодного воздуха, первый выход (116), сообщающийся с входом (108) горячего воздуха, а также по меньшей мере один второй выход (122), сообщающийся с входом (106) холодного воздуха, при этом каждый второй выход (122) теплообменной системы (104) находится между кессоном (24) и двигателем (2), отличающаяся тем, что каждый второй выход (122) расположен сзади по отношению к заднему узлу (8) подвески двигателя, а теплообменник (114) теплообменной системы (104) по меньшей мере частично расположен внутри заднего аэродинамического обтекателя (66) стойки (4) крепления, при этом задний аэродинамический обтекатель (66) полностью расположен позади заднего узла (8) подвески двигателя, при этом жесткая конструкция (10) стойки (4) крепления содержит конструктивный блок (34), неподвижно установленный на кессоне (24) между этим кессоном и двигателем (2), при этом конструктивный блок (34) содержит стыковочную плоскость (36) для крепления заднего узла (8) подвески двигателя, причем вход (108) горячей текучей среды теплообменной системы (104) выполнен на трубопроводе (112) горячего воздуха, соединенном с теплообменником (114) и проходящем через конструктивный блок (34) жесткой конструкции (10).

2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что второй выход (122) расположен внутри заднего аэродинамического обтекателя (66) стойки (4) крепления.

3. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что аэродинамический обтекатель (66) содержит выходное воздушное отверстие (86), оборудованное управляемой подвижной конструкцией (88), позволяющей в зависимости от своего положения изменять аэродинамическую форму указанного обтекателя (66).

4. Силовая установка (1) по п.3, отличающаяся тем, что подвижная конструкция (88) расположена в выходном воздушном отверстии (86).

5. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что аэродинамический обтекатель (66) снабжен управляемой подвижной конструкцией (88), содержащей две боковые панели (101а, 101b), шарнирно установленные своими передними концами соответственно на двух боковых обшивках (90а, 90b) обтекателя (66), при этом каждая из указанных панелей (101 а, 101b) выполнена с возможностью перекрывания/открывания отверстия (105а, 105b), выполненного в соответствующей боковой обшивке (90а, 90b) обтекателя (66).

6. Силовая установка (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что первый выход (116) теплообменной системы (104) выполнен на первом выходном трубопроводе (120), соединенном с теплообменником (114) и проходящем через указанный кессон (24) жесткой конструкции (10).

7. Силовая установка (1) по п.6, отличающаяся тем, что первый выход (116) выполнен с возможностью соединения с элементом крыла (3) летательного аппарата.

8. Силовая установка (1) по любому из пп.1-5, 7, отличающаяся тем, что теплообменная система (104) является системой типа текучая среда/воздух, при этом текучая среда, проходящая через вход (108) горячей текучей среды, а также через первый выход (116), представляет собой или воздух, или масло, или топливо.

9. Силовая установка (1) по п.6, отличающаяся тем, что теплообменная система (104) является системой типа текучая среда/воздух, при этом текучая среда, проходящая через вход (108) горячей текучей среды, а также через первый выход (116), представляет собой или воздух, или масло, или топливо.

10. Силовая установка (1) по любому из пп.1-5, 7, 9 отличающаяся тем, что каждый второй выход (122) находится между кессоном (24) и двигателем (2) напротив сопла (70) двигателя или за ним.

11. Силовая установка (1) по п.6, отличающаяся тем, что каждый второй выход (122) находится между кессоном (24) и двигателем (2) напротив сопла (70) двигателя или за ним.

12. Силовая установка (1) по п.8, отличающаяся тем, что каждый второй выход (122) находится между кессоном (24) и двигателем (2) напротив сопла (70) двигателя или за ним.

13. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит по меньшей мере одну силовую установку (1) по любому из пп.1-12.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к оборудованию летательного аппарата. .
Наверх