Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок



Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок
Гондола турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок

 


Владельцы патента RU 2423291:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок. Гондола (1) турбореактивного двигателя (4), предназначенная для крепления к корпусу (2) самолета с помощью соединительной стойки (3), имеет подвижную часть (9', 9''), выполненную с возможностью раскрытия для обеспечения доступа внутрь гондолы. Подвижная часть установлена с возможностью поворота вокруг оси (25), расположенной перпендикулярно плоскости корпуса самолета, к которому прикреплена гондола. Ось (25) установлена на гондоле с помощью средств (20, 21) перемещения, обеспечивающих наклон указанной оси относительно ее первоначального направления. Технический результат заключается в обеспечении оптимального раскрытия подвижной части гондолы. 10 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Настоящее изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, которая предназначена для крепления к корпусу самолета с помощью соединительной стойки и имеет по меньшей мере одну подвижную часть, выполненную с возможностью раскрытия для обеспечения доступа внутрь гондолы.

Летательный аппарат приводят в движение посредством одной или нескольких силовых установок, в состав которых входит турбореактивный двигатель, помещенный в цилиндрическую гондолу. Каждая силовая установка крепится к самолету с помощью стойки, находящейся, как правило, под крылом или на уровне фюзеляжа.

Конструкция гондолы обычно включает воздухозаборник, расположенный по потоку перед двигателем, переднюю секцию, предназначенную для обхвата вентилятора турбореактивного двигателя, среднюю секцию, содержащую средства реверса тяги и предназначенную для обхвата камеры сгорания турбореактивного двигателя, и реактивное сопло, выходное отверстие которого расположено за турбореактивным двигателем по потоку.

Помимо того что в гондоле установлен турбореактивный двигатель и обеспечен отвод создаваемых им воздушных потоков, в ней расположена также группа необходимых для ее функционирования исполнительных устройств, которые выполняют различные функции в процессе работы турбореактивного двигателя или в период его бездействия.

Таким образом, имеются три основные исполнительные системы, встроенные в гондолу, а именно: система радиального раскрытия обтекателей для техобслуживания турбореактивного двигателя, система выдвигания и задвигания подвижных створок и система радиального раскрытия двух половин реверсора тяги для выполнения более ответственных операций техобслуживания самого двигателя.

Для этих целей были разработаны конструкции гондол, состоящие из двух половин, выполненных с возможностью раскрытия в радиальном направлении вокруг продольной оси, расположенной рядом со стойкой. Подобные конструкции получили название «С-образный канал».

Конструкция типа «С-образный канал» обеспечивает доступ к двигателю для выполнения операций наземного техобслуживания после разблокирования систем удержания половин и последующего поворота этих половин вокруг продольной оси, расположенной рядом со стойкой, с помощью которой гондола соединена с крылом или фюзеляжем. Соединение половин друг с другом осуществляют в нижней части с помощью замков.

Однако при таком способе раскрытия гондолы могут возникнуть трудности в том случае, если гондола находится близко к корпусу самолета, в частности к его крылу. Дело в том, что при проведении работ по техобслуживанию турбореактивного двигателя половины и обтекатели гондолы, расположенные под крылом, можно раскрыть лишь на некоторый определенный угол, так как они зажаты этим крылом или, в общем случае, корпусом самолета.

Ограничение раскрытия приводит к уменьшению, а иногда даже к невозможности доступа к некоторым участкам гондолы и турбореактивного двигателя. Речь идет, в частности, о верхних участках турбореактивного двигателя, где расположены многочисленные системы управления из самолета, предназначенные для управления работой турбореактивного двигателя и гондолы.

Кроме того, может потребоваться замена элементов, покрывающих внутренность гондолы, например элементов тепловой защиты, доступ к которым затруднен из-за недостаточного раскрытия гондолы.

Одно из возможных решений этой проблемы - демонтаж гондолы. Однако проведение этой операции, как правило, нежелательно, поскольку она требует слишком больших временных и денежных затрат, а также рабочей силы.

Кроме того, следует отметить, что для радиального раскрытия половин или обтекателей, внутри гондолы необходимы мощные раскрывающие силовые цилиндры, способные выдерживать вес обтекателей или половин, а также тяг, обеспечивающих удержание этих обтекателей и половин в раскрытом положении. Однако указанные элементы имеют значительные габариты и вес.

Цель настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков, для чего предложена гондола турбореактивного двигателя, прикрепленная к корпусу самолета с помощью соединительной стойки и имеющая по меньшей мере одну подвижную часть, выполненную с возможностью раскрытия для обеспечения доступа внутрь гондолы, отличающаяся тем, что указанная подвижная часть установлена с возможностью поворота вокруг оси, расположенной, по существу, перпендикулярно плоскости корпуса самолета, к которому прикреплена гондола.

При этом корпус самолета не будет мешать подвижной части, которая к нему прикреплена, благодаря тому, что раскрытие будет обеспечено поворотом вокруг оси, не параллельной плоскости корпуса самолета, к которому прикреплена гондола (продольной плоскости в случае крепления под крылом), а перпендикулярной (то есть, по существу, перпендикулярной в случае крепления под крылом), и, следовательно, эту подвижную часть можно будет раскрывать еще шире, что полностью обеспечит доступ к внутреннему объему гондолы и к двигателю. Кроме того, учитывая отсутствие необходимости подъема подвижной части, раскрытие можно будет осуществлять при необходимости вручную или с использованием менее мощных исполнительных средств.

Целесообразно, чтобы ось была установлена на гондоле посредством средств перемещения, обеспечивающих боковое смещение указанной оси. Благодаря этому удается несколько отодвинуть подвижную часть гондолы с получением еще большего раскрытия.

Целесообразно также, чтобы ось была установлена на гондоле с помощью средств перемещения, выполненных с возможностью обеспечения наклона указанной оси относительно ее первоначального направления. В результате возможно оптимальное раскрытие подвижной части.

В соответствии с предпочтительным вариантом реализации изобретения подвижная часть содержит гребень, выполненный с возможностью помещения в паз, находящийся в неподвижной части гондолы. Этот гребень способен препятствовать вращению подвижной части в случае, если ось предварительно не сдвинута для высвобождения гребня из паза. Подобные средства позволяют добиться блокировки подвижной части в закрытом положении. Совершенно очевидно, что можно предусмотреть и иные традиционно применяемые средства блокировки.

В соответствии с предпочтительным вариантом реализации изобретения в качестве средств перемещения используют силовые цилиндры, имеющие первый конец, закрепленный в неподвижной части гондолы, и второй конец, прикрепленный к оси подвижной части. Целесообразно, чтобы в качестве силовых цилиндров использовались электрические силовые цилиндры. С другой стороны, можно предусмотреть специальную систему с бегунком и направляющей, работой которой можно будет управлять либо вручную, либо с помощью привода.

В соответствии с предпочтительным вариантом реализации изобретения по меньшей мере одной подвижной частью является половина реверсора тяги. Целесообразно, чтобы ось находилась, по существу, на уровне передней рамы реверсора тяги.

В соответствии с еще одним предпочтительным вариантом реализации изобретения по меньшей мере одной подвижной частью является корпус вентилятора.

Целесообразно, чтобы гондола содержала исполнительные средства, обеспечивающие поворот подвижной части вокруг оси. Целесообразно также, чтобы в качестве исполнительных средств использовались силовые цилиндры, предпочтительно электрические.

Целесообразно, чтобы гондола содержала по меньшей мере одну предохранительную тягу, имеющую первый конец, прикрепленный к неподвижной конструкции гондолы, и второй конец, прикрепленный к подвижной части, предпочтительно на ее передней по потоку части, причем указанная предохранительная тяга установлена с возможностью перехода из положения, в котором она препятствует закрытию подвижной части, в положение, в котором она обеспечивает возможность ее закрытия.

Далее способ реализации изобретения проиллюстрирован более подробно со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

фиг.1 представляет собой вид спереди в поперечном разрезе гондолы в соответствии с изобретением в закрытом положении;

фиг.2 - вид сбоку в продольном разрезе гондолы по фиг.1;

фиг.3 - вид снизу гондолы по фиг.1;

фиг.4 - вид снизу гондолы по фиг.1 в процессе ее раскрытия;

фиг.5 - вид спереди гондолы по фиг.1 в раскрытом положении;

фиг.6 - вид сбоку гондолы по фиг.5;

фиг.7 - вид снизу гондолы по фиг.5;

фиг.8 и 9 - увеличенные изображения блокировки подвижной части с конструкцией гондолы;

фиг.10 - схематическое изображение гондолы в соответствии с изобретением с механическими средствами, облегчающими ее раскрытие.

Показанная на фиг.1-7 гондола 1 в соответствии с изобретением выполнена с возможностью крепления под крылом 2 самолета (не показано) с помощью наклонной стойки 3, направленной в сторону передней части самолета.

Гондола 1 представляет собой цилиндрическую полость для турбореактивного двигателя 4, которая служит для обеспечения отвода создаваемых им воздушных потоков. В ней помещены также различные узлы, необходимые для функционирования турбореактивного двигателя 4.

Если говорить более конкретно, гондола 1 имеет наружную конструкцию, в состав которой входят передняя секция, образующая воздухозаборник 5, средняя секция 6, охватывающая вентилятор турбореактивного двигателя, и задняя секция 9, которая охватывает двигатель и в которую помещена система реверсора тяги (не показана).

Воздухозаборник 5 имеет внутреннюю поверхность 5а, направляющую поступающий воздух, и наружную поверхность 5b, придающую обтекаемую форму.

Средняя секция 6 имеет, во-первых, внутренний корпус 6а, охватывающий вентилятор турбореактивного двигателя 4, во-вторых, наружную конструкцию 6b для придания корпусу обтекаемой формы, которая является продолжением наружной поверхности 5b секции воздухозаборника 5. Корпус 6а соединен с секцией воздухозаборника 5, которую поддерживает и является продолжением его внутренней поверхности 5а. Наружная обтекаемая конструкция 6b выполнена в виде подвижных створок 6', 6'', расположенных по обе стороны гондолы 1 относительно оси стойки 3 и соединенных друг с другом под гондолой. Каждый кожух 6', 6'' установлен с возможностью поворота вокруг, по существу, горизонтальной оси, находящейся вблизи стойки 3.

Задняя секция 9 является продолжением средней секции 6 и имеет наружную конструкцию с внутренней поверхностью 9а, которая является продолжением корпуса 6а, и наружной поверхностью 9b, которая является продолжением наружной обтекаемой конструкции 6b средней секции 6. Для придания обтекаемой формы двигателю она имеет также внутреннюю конструкцию 10, которая вместе с внутренней поверхностью 9а образует канал 11, обеспечивающий циркуляцию потока холодного воздуха в случае турбореактивного двигателя, который здесь и представлен.

Задняя секция 9 выполнена в виде двух боковых половин 9', 9'', расположенных по обе стороны гондолы 1.

Каждая из половин 9', 9'' имеет верхний край 12 с фиксаторами (не показаны), выполненными с возможностью взаимодействия со стойкой 3, и нижний край 14 с замками 15', 15'', которые выполнены с возможностью взаимодействия с комплементарными им замками 15'', 15' нижнего края 14 другой половины 9'', 9'. Весь узел, образованный внешней конструкцией задней секции 9 и внутренней конструкцией 10 каждой половины 9', 9'', поддерживается с помощью передней рамы 16, которая, в свою очередь, поддерживается корпусом 6а, вместе с которым она установлена с возможностью поворота.

Для этого каждая передняя рама 16 соединена с корпусом 6а, охватывающим вентилятор, с помощью верхнего силового цилиндра 20 и нижнего силового цилиндра 21, которые параллельны друг другу и расположены, по существу, горизонтально, при этом каждый из них имеет первый неподвижный конец 20а, 21а, закрепленный на корпусе 6а, и второй конец 20b, 21b, прикрепленный к передней раме 16 с помощью шарового шарнира (не показан). Второй конец 20b верхнего силового цилиндра 20 и второй конец 21b нижнего силового цилиндра 21 образуют, по существу, вертикальную ось 25, вокруг которой можно поворачивать соответствующую половину 9', 9''.

В соответствии с одним вариантом реализации каждая половина 9', 9'' может быть прикреплена к корпусу 6а с помощью простых шарниров, задающих подобным же образом поперечную ось 25, на которой соответствующая половина 9', 9'' установлена с возможностью поворота вокруг указанной оси 25.

В соответствии с другим вариантом реализации верхние силовые цилиндры 20 и нижние силовые цилиндры 21 могут быть соединены с соответствующей половиной 9', 9'' простым соединением, обеспечивающим вращение половин 9', 9'' вокруг оси 25, заданной вторыми концами 20b, 21b силовых цилиндров 20, 21.

Далее в ходе описания раскрытия гондолы 1 будут детально рассмотрены преимущества, достигаемые благодаря, во-первых, силовым цилиндрам 20, 21 и, во-вторых, шаровому шарниру.

Каждая половина 9', 9'' дополнительно снабжена системой блокировки, выполненной с возможностью взаимодействия с комплементарными средствами блокировки корпуса 6а. Эта система детально изображена на фиг.8 и 9. Передняя рама 16 каждой половины 9', 9'' имеет продольный выступ 30, заканчивающийся изгибом в виде гребня 31, который направлен в сторону корпуса 6а.

Указанный гребень 31 выполнен с возможностью взаимодействия с имеющимся в корпусе 6а пазом 32, который имеет наружный край 33 и внутренний край 34. Работа системы блокировки будет разъяснена в ходе рассмотрения раскрытия гондолы 1.

Гондола 1 дополнительно снабжена системой надежного раскрытия и закрытия половин 9', 9'' задней секции 9.

Для каждой из половин 9', 9'' эта система содержит по одному телескопическому кронштейну 40 в виде тяги, содержащей первый конец 40b, закрепленный на двигателе 4 за задней секцией 9, и второй конец 40а, закрепленный на соответствующей половине 9', 9'', предпочтительно на внутренней конструкции 10. Кроме того, рассматриваемая система содержит средства блокировки телескопического кронштейна 40 в выдвинутом положении.

Когда пользователю потребуется раскрыть гондолу 1, он должен будет действовать следующим образом.

Прежде всего, следует освободить каждую половину 9', 9'', раскрыв подвижные створки 6', 6'', образующие наружную конструкцию 6b средней секции 6. Учитывая, что эта средняя секция 6 находится на некотором расстоянии спереди от крыла 2, створки 6', 6'' смогут быть раскрыты полностью, чему не будет препятствовать указанное крыло 2. В случае необходимости принцип бокового раскрытия, раскрытый в изобретении, можно применить и к створкам 6', 6'', оси вращения которых будут в этом случае расположены предпочтительно перед этими створками 6', 6''.

Далее надо разблокировать верхние фиксаторы 13 и нижние замки 15, 15', которыми снабжена каждая половина 9', 9''. Разблокирование может быть ручным, электрическим, с дистанционным управлением или иным.

Затем переходят к разблокированию участка соединения корпуса 6а и передней рамы 16. Дело в том, что наружный край 33 паза 32, выполненного в корпусе 6а, препятствует повороту половины 9', 9'', удерживая гребень 31. Извлечение гребня 31 из указанного паза 32 осуществляют путем выдвигания нижних силовых цилиндров 20 и верхних силовых цилиндров 21, на которых установлена каждая половина 9', 9''. При этом каждая половина 9', 9'' отодвигается вбок, высвобождая, таким образом, гребень 31 из паза 32, и может поворачиваться вокруг соответствующей оси.

В зависимости от ситуации выполняют выдвигание силовых цилиндров 20, 21 либо одновременно, тем самым перемещая ось 25 прямолинейно, либо по-разному для верхних 20 и нижних 21 силовых цилиндров, достигая при этом наклона оси 25.

После такого разблокирования оператор может приступать к ручному раскрытию половин 9', 9''. С другой стороны, поворот можно осуществлять либо механически, либо целиком с помощью электрического или пневматического силового цилиндра (не показан).

Следует отметить, что половины 9', 9'' показаны на чертежах в конфигурации с раскрытием под углом порядка 90°. Само собой разумеется, что угол раскрытия может быть как больше, так и меньше показанного здесь, то есть этот угол раскрытия может быть установлен в зависимости от необходимого доступа к турбореактивному двигателю 4.

В процессе раскрытия телескопический кронштейн 40, образующий предохранительную тягу, проходит вначале этап втягивания, далее этап удлинения и, наконец, этап блокировки в необходимом выдвинутом положении, которое соответствует раскрытию половины 9', 9''.

В соответствии с другим вариантом реализации или в дополнение к рассмотренному выше варианту половину 9' могут блокировать в раскрытом положении путем крепления за проушину (не показана) наружной конструкции 9b с помощью захвата 50 или строп, предусмотренных в корпусе 6а.

Собственный вес половин 9', 9'' может обеспечить удержание этих половин 9', 9'' в раскрытом положении без необходимости в дополнительном механическом закреплении. Это возможно при определенном наклоне оси 25, в частности, когда она направлена к нижней части гондолы, образуя острый угол с вертикальной осью гондолы.

Закрытие гондолы 1 осуществляют в обратном порядке. В ходе блокирования передней рамы 16 каждой половины 9', 9'' на корпусе 6а гребень 31 направляют в паз 32 с помощью наружного края 33, который можно при необходимости удлинять в радиальном направлении в зависимости от требуемого отклонения и направленности.

Для закрытия можно предусмотреть упор, фиксирующий конец хода закрытия половин 9', 9'' и соответствующий, по существу, положению «12 часов» и/или «6 часов» для каждой из половин 9', 9''. Каждый такой упор должен иметь паз, выполненный с возможностью взаимодействия с системой роликов соответствующей половины 9', 9''. Это позволяет переместить половину 9', 9'' во время ее отхода вбок и в процессе ее закрытия, а также снять часть нагрузки, оказываемой на силовые цилиндры 20, 21.

Как видно на фиг.10 и разъяснено выше, каждую половину 9', 9'' могут приводить в действие механически с помощью силового цилиндра 51 предпочтительно электрического типа, соединенного с одной стороны с корпусом 6а, а с другой - с передней конструкцией соответствующей половины 9', 9''.

Хотя изобретение описано на примере лишь нескольких вариантов реализации, следует понимать, что объем его правовой охраны не ограничивается этими вариантами и охватывает самые разнообразные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их комбинации, при условии, что они не противоречат сущности изобретения. Следует также иметь в виду, что принцип бокового раскрытия, раскрытый в изобретении, не ограничивается использованием половин 9', 9'' реверсора и может быть также применен к створкам 6', 6'', охватывающим корпус 6 вентилятора. В этом случае ось вращения будет расположена предпочтительно перед створками 6', 6''. Кроме того, принцип бокового раскрытия створок не ограничивается его применением для гондолы, крепящейся под крылом 2 самолета, и легко может быть адаптирован к иным местам установки, например в зоне фюзеляжа.

1. Гондола (1) турбореактивного двигателя (4), предназначенная для крепления к корпусу (2) самолета с помощью соединительной стойки (3) и имеющая по меньшей мере одну подвижную часть (9', 9''), выполненную с возможностью раскрытия для обеспечения доступа внутрь гондолы, отличающаяся тем, что указанная подвижная часть установлена с возможностью поворота вокруг оси (25), расположенной, по существу, перпендикулярно плоскости корпуса самолета, к которому прикреплена гондола, причем ось (25) установлена на гондоле с помощью средств (20, 21) перемещения, обеспечивающих наклон указанной оси относительно ее первоначального направления.

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что ось (25) установлена на гондоле с помощью средств (20, 21) перемещения, обеспечивающих боковое перемещение указанной оси.

3. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что подвижная часть (9', 9'') содержит гребень (31), способный помещаться в пазу (32), выполненном в неподвижной части (6а) гондолы, и препятствующий вращению подвижной части в случае, если ось (25) предварительно не сдвинута для высвобождения гребня из паза.

4. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что в качестве средств перемещения используют силовые цилиндры (20, 21), имеющие первый конец (20а, 21а), закрепленный в неподвижной части (6а) гондолы, и второй конец (20b, 21b), прикрепленный к оси (25) подвижной части (9', 9'').

5. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что в качестве силовых цилиндров (20, 21) использованы электрические силовые цилиндры.

6. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что в качестве по меньшей мере одной подвижной части использована половина (9', 9'') реверсора тяги.

7. Гондола (1) по п.6, отличающаяся тем, что ось (25) расположена, по существу, на уровне передней рамы (16) реверсора тяги.

8. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что по меньшей мере одной подвижной частью является корпус вентилятора.

9. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что она содержит исполнительные средства (51), выполненные с возможностью обеспечения поворота подвижной части (9', 9'') вокруг оси (25).

10. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что в качестве исполнительных средств использованы силовые цилиндры (51), предпочтительно электрические.

11. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что содержит по меньшей мере одну предохранительную тягу (40), имеющую первый конец (40b), закрепленный на неподвижной конструкции (4) гондолы, и второй конец (40а), прикрепленный к подвижной части (9', 9''), предпочтительно на ее передней по потоку части конструкции, причем указанная предохранительная тяга выполнена с возможностью поочередного перехода из положения, в котором она препятствует закрытию подвижной части, в положение, в котором она дает возможность ее закрытия, предпочтительно с помощью дистанционного управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к капоту гондолы для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструкции гондолы. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству для открывания и закрывания створок гондолы

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям высокой и сверхвысокой степени двухконтурности

Изобретение относится к гондоле для турбореактивного авиадвигателя (ТРД), в хвосте которой имеется наружная конструкция, образующая вместе с соосной ей внутренней конструкцией, охватывающей заднюю по ходу потока часть ТРД, кольцевой канал воздушного потока, известный также как контур

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя (ТРД) с воздухозаборником, направляющим воздушный поток к вентилятору ТРД, и центральным отсеком, который охватывает указанный вентилятор и к которому прикреплен воздухозаборник

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к блокировочному устройству, содержащему по меньшей мере одну блокировочную систему, предназначенную для установки на первом подвижном элементе, и удерживающий элемент, предназначенный для установки на втором подвижном элементе, причем блокировочная система содержит первый крюк, выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом для замыкания блокировочного устройства

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству и способу управления питанием привода техобслуживания летательного аппарата от сети электропитания летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя
Наверх