Несущая гондола



Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола
Несущая гондола

 


Владельцы патента RU 2424160:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2) содержит переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую вентилятор (3) турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (7). Задняя секция содержит внутренний элемент (7b), выполняющий функцию кожуха задней части турбореактивного двигателя. Внутренний элемент имеет соединительные средства, предусматривающие возможность крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата, по меньшей мере на одной части внутреннего элемента. Технический результат заключается в уменьшении деформации гондолы. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

Настоящее изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя.

Летательный аппарат приводится в движение несколькими турбореактивными двигателями, каждый из которых помещен в гондолу, также вмещающую группу соответствующих управляющих устройств, предназначенных для обеспечения работы двигателя, например таких, как устройство реверсирования тяги, и выполняющих различные функции во время работы двигателя или при его остановке.

Обычно гондола представляет собой трубчатый элемент, содержащий воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем по направлению потока, среднюю секцию, охватывающую вентилятор двигателя, и секцию, расположенную сзади по потоку, в которой размещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания двигателя и обычно заканчивается выходным соплом, выход которого находится сзади двигателя по направлению потока.

Современные гондолы предназначены для размещения в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного с помощью вращения крыльчатки вентилятора генерировать поток горячего воздуха (этот поток также называют основным потоком), исходящий из камеры сгорания двигателя, и поток холодного воздуха (обходной поток), проходящий снаружи двигателя через кольцевой канал, называемый также трактом, образованный между обтекателем двигателя (или внутренним конструктивным элементом гондолы, расположенным сзади по потоку и охватывающим двигатель, и внутренней стенкой гондолы. Эти два потока воздуха выпускаются из двигателя через заднюю часть гондолы.

Таким образом, силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем. Эту установку подвешивают к неподвижно закрепленному конструктивному элементу летательного аппарата, например, под крылом или на фюзеляже посредством пилона, соединенного с двигателем в его передней и задней части с помощью элементов подвешивания.

В такой конфигурации гондола поддерживается двигателем.

Во время полета летательного аппарата такая конструкция подвергается совместному воздействию внешних сил. Наряду с другими силами на нее действуют силы, обусловленные гравитацией, а также внешние и внутренние аэродинамические силы, порывы ветра и тепловые эффекты.

Эти нагрузки, испытываемые силовой установкой, передаются турбореактивному двигателю и вызывают деформации кожухов, которые непосредственно влияют на характеристики различных ступеней двигателя. В частности, в случае если силовая система имеет конфигурацию типа "осиная талия", то есть имеет относительно тонкую протяженную заднюю по потоку часть по сравнению с промежуточным элементом и воздухозаборником, эти нагрузки приводят к весьма негативным деформациям «в форме банана» и задняя по потоку часть значительно изгибается.

Этот «эффект банана» проявляется деформацией наружного элемента гондолы, образованного различными следующими друг за другом кожухами, в то время как приводной вал, лопасти вентилятора и внутренние лопасти турбореактивного двигателя остаются прямолинейными. В результате этого вершины лопастей вала приближаются к внутренней периферической поверхности кожухов. Таким образом, общая эффективность турбореактивного двигателя по сравнению с конфигурацией, при которой кожухи подвергаются небольшой деформации или не испытывают деформации вообще, снижается, поскольку при проектировании гондолы приходится учитывать эту деформацию, с тем чтобы всегда предусматривать наличие достаточного зазора между вершинами лопастей и периферической поверхностью кожухов. В результате часть приточного воздуха лопастями не сжимается, так как она просачивается через этот значительный зазор.

Задача настоящего изобретения заключается в том, чтобы частично устранить вышеупомянутые недостатки, таким образом, объектом изобретения является гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая переднюю воздухозаборную секцию, среднюю секцию, охватывающую вентилятор, и заднюю секцию, причем задняя секция содержит внутренний элемент, выполняющий функцию кожуха задней части турбореактивного двигателя, причем указанная гондола отличается тем, что внутренний элемент имеет соединительные средства, предусматривающие возможность крепления гондолы к пилону, предназначенному для соединения с неподвижно закрепленным элементом летательного аппарата по меньшей мере на одной части внутреннего элемента.

Таким образом, благодаря креплению пилона непосредственно к конструкции гондолы, а не к турбореактивному двигателю двигатель поддерживается гондолой. Следовательно, турбореактивному двигателю не приходится выдерживать и передавать деформации гондолы и, наоборот. Как описано выше, в этом случае появляется возможность оптимизировать зазор, существующий между лопастями вентилятора и лопастями внутри двигателя и соответствующими им кожухами, чтобы улучшить характеристики силовой системы.

Предпочтительно внутренний элемент снабжен средствами жесткого соединения с двигателем, например, посредством болтового соединения.

Предпочтительно внутренний элемент соединен со средней секцией посредством кожуха, охватывающего вентилятор.

Преимущественно внутренний элемент соединен со средней секцией задней по потоку части кожуха, охватывающего вентилятор, на по меньшей мере части своей периферии посредством канавки, выполненной в указанном кожухе.

Также предпочтительно внутренний элемент присоединен к средней секции задней по потоку части кожуха по всей своей периферии. Очевидно, что такое присоединение могут выполнить только на части периферии канавки.

Предпочтительно периферическая канавка кожуха имеет V-образный внутренний профиль.

Также предпочтительно внутренний элемент снабжен средствами повторного центрирования турбореактивного двигателя.

Предпочтительно внутренний элемент выполнен так, что пилон может проходить по всей длине внутреннего элемента.

Предпочтительно пилон встроен во внутренний элемент.

Преимущественно внутренний элемент содержит по меньшей мере одну наружную стенку, образующую аэродинамическую поверхность, смонтированную на каркасе. Предпочтительно наружная стенка частично или полностью выполнена по меньшей мере из одной звукопоглощающей панели. Таким образом, наружная стенка не выполняет роли несущей конструкции, эту функцию исполняет каркас. Следовательно, появляется возможность максимально облегчить наружную стенку без необходимости обеспечения в ней высокоплотных несущих участков. Следовательно, в случае использования звукопоглощающей панели всю ее поверхность могут отвести под акустическую функцию без необходимости обеспечения несущих участков, не выполняющих никаких акустических функций.

В соответствии с первым вариантом реализации каркас охватывает турбореактивный двигатель лишь частично, предпочтительно по меньшей мере на 180°.

Согласно второму варианту реализации каркас охватывает двигатель полностью.

Предпочтительно каркас внутреннего элемента выполнен из кольцевых шпангоутов. Также предпочтительно кольцевые шпангоуты выполнены из соединительных штанг для восприятия нагрузки.

Предпочтительно по меньшей мере часть кольцевых шпангоутов выполнена в виде цельного элемента.

В качестве альтернативы или дополнительно по меньшей мере часть кольцевых шпангоутов выполнена из нескольких элементов, соединенных друг с другом, например, посредством болтового соединения.

Предпочтительно каркас внутреннего элемента выполнен из кольцевых шпангоутов, распределенных по длине внутреннего элемента.

Преимущественно каркас содержит по меньшей мере один передний кольцевой шпангоут и один задний кольцевой шпангоут, соединенные промежуточным элементом, образующим решетку.

Предпочтительно промежуточный элемент выполнен в виде кессона.

Предпочтительно промежуточный элемент выполнен из распорок, соединяющих друг с другом по меньшей мере два кольцевых шпангоута.

Также предпочтительно по меньшей мере часть распорок встроена по меньшей мере в один кольцевой шпангоут.

Распорки преимущественно полые.

Предпочтительно распорки расположены относительно друг друга так, что они образуют треугольники, преимущественно равнобедренные.

Более предпочтительно каркас содержит по меньшей мере один усиливающий элемент на каждой стороне продольной оси внутреннего элемента.

Предпочтительно внутренний элемент содержит по меньшей мере одну соединительную штангу для восприятия нагрузки, прикрепленную, с одной стороны, по меньшей мере к одной точке передней по потоку части внутреннего элемента, например на горизонтальной средней плоскости, а с другой стороны, по меньшей мере к одной точке задней по потоку части внутреннего элемента, находящейся около пилона или, опционально, на пилоне.

Наличие таких соединительных штанг для восприятия нагрузки, смонтированных наклонно, облегчает передачу продольных сил к пилону.

Предпочтительно штанга для восприятия нагрузки ориентирована, по существу, в направлении конструкции пилона.

Также предпочтительно штанга для восприятия нагрузки имеет вилкообразный элемент, прикрепленный к внутреннему элементу по меньшей мере в двух точках его передней по потоку части, с каждой из сторон горизонтальной средней плоскости, причем вилкообразный элемент штанги имеет точку соединения, расположенную, например, на кольцевом шпангоуте каркаса.

Предпочтительно по меньшей мере одна часть элементов каркаса, в частности кольцевые шпангоуты, соединительные штанги для восприятия нагрузок, промежуточный элемент и продольные усиливающие элементы, снабжена теплозащитными средствами.

Согласно первому варианту реализации каркас выполнен как единое целое.

В соответствии со вторым вариантом реализации каркас выполнен из двух частей, выполненных с возможностью сборки друг с другом, по существу, вертикально.

Данное изобретение также относится к летательному аппарату, отличающемуся тем, что он заключает в себе, по меньшей мере, одну силовую установку, содержащую гондолу в соответствии с изобретением.

Далее изобретение описано более подробно на примерах вариантов реализации. Описание сопровождается ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

на фиг.1 в аксонометрии схематически показана предлагаемая гондола, прикрепленная к пилону посредством внутреннего элемента, охватывающего турбореактивный двигатель;

на фиг.2 показан продольный разрез гондолы, показанной на фиг.1;

на фиг.3 схематически показан частичный вид, иллюстрирующий относительное расположение внутреннего элемента и кожуха вентилятора;

на фиг.4 схематически показана конструкция, показанная на фиг.3, с целым внутренним элементом, прикрепленным к пилону;

на фиг.5 в сплошных линиях показана конструкция, показанная на фиг.4 с внутренним элементом, вмещающим турбореактивный двигатель;

на фиг.6 показан поперечный разрез гондолы, показанной на фиг.1;

на фиг.7 схематически показан первый вариант реализации внутреннего элемента;

на фиг.8 схематически показан второй вариант реализации внутреннего элемента;

на фиг.9 в упрощенном виде показаны средства повторного центрирования, прикрепленные к внутреннему элементу;

на фиг.10 показан поперечный разрез предлагаемой гондолы с внутренним элементом, снабженной средствами повторного центрирования турбореактивного двигателя;

на фиг.11 и 12 в аксонометрии и на виде сбоку соответственно показан третий вариант реализации изобретения, заключающий в себе короткий внутренний элемент;

на фиг.13 и 14 показан элемент, показанный на фиг.11 и 12, в положении поддержки турбореактивного двигателя.

На фиг.1 и 2 показана гондола 1 для двухконтурного турбореактивного двигателя 2.

Гондола 1 образует трубчатый кожух турбореактивного двигателя 2 и направляет воздушные потоки, генерируемые двигателем посредством крыльчатки вентилятора 3, то есть поток горячего воздуха, протекающего через камеру 4 сгорания турбореактивного двигателя 2 и поток холодного воздуха, проходящий снаружи турбореактивного двигателя 2.

Гондола 1 содержит конструктивный элемент, содержащий переднюю секцию, образующую воздухозаборник 5, среднюю секцию 6, охватывающую вентилятор 3 турбореактивного двигателя 2, и заднюю секцию 7, охватывающую двигатель 2 и заключающую в себе систему реверсирования тяги.

Воздухозаборник 5 имеет внутреннюю поверхность 5а, предназначенную для направления по каналу всасываемого воздуха и обтекаемую наружную поверхность 5b.

Средняя секция 6 содержит с одной стороны внутренний кожух 6а, охватывающий вентилятор 3 турбореактивного двигателя 2, а с другой стороны, - обтекаемый наружный элемент 6b кожуха, являющийся продолжением наружной поверхности 5b секции воздухозаборника 5. Кожух 6а прикреплен к поддерживающей его секции воздухозаборника 5 и является продолжением ее внутренней поверхности 5а. Кроме того, кожух 6а посредством радиальных распорок 8 соединен с передним по потоку кожухом 6с турбореактивного двигателя 2. Очевидно, что могут использовать более четырех радиальных распорок, в частности, в турбореактивном двигателе типа CFM.

Задняя секция 7 содержит наружный элемент 7а, заключающий в себе устройство реверсирования тяги, образующий выходное сопло, и обтекаемый внутренний элемент 7b турбореактивного двигателя 2, который вместе с наружным элементом 7а определяет тракт 9, предназначенный для циркуляции холодного воздуха.

Внутренний элемент 7b выполнен из несущего каркаса 10, покрытого звукопоглощающими панелями 11, образующими внутреннюю аэродинамическую поверхность тракта 9. Таким образом, звукопоглощающие панели 11 не являются несущими и их можно сделать максимально облегченными. Вся поверхность звукопоглощающих панелей 11 может выполнять акустическую функцию без необходимости обеспечения несущих участков конструкции, не содержащих акустических элементов.

Несущий каркас 10 выполнен с возможностью крепления непосредственно к опоре 12, которая в свою очередь выполнена с возможностью крепления к неподвижно закрепленному элементу летательного аппарата, например к крылу 13.

Несущий каркас 10 выполнен из двух половин 14, одна из которых показана в аксонометрии на фиг.3 вместе с кожухом 6а вентилятора 3. Эти половины выполнены с возможностью соединения друг с другом.

Каждая из половин 14 имеет ряд кольцевых шпангоутов 15, распределенных по всей длине половины 14, причем число и сечение шпангоутов определяется в соответствии с передающимися на них усилиями.

В частности, каждая половина имеет передний по потоку кольцевой шпангоут 15а, соединенный с верхней стойкой 16а и нижней стойкой 16b. Данные стойки совместно с передним по потоку кольцевым шпангоутом 15а служат средством сопряжения между несущим каркасом 10 и средней секцией 6 посредством переднего по потоку кожуха 6с и вертикальных распорок 8.

Кольцевые шпангоуты 15 соединены друг с другом посредством по меньшей мере одного продольного усиливающего элемента 17, верхнего продольного усиливающего элемента 18 и соединительного нижнего продольного усиливающего элемента 19. Кроме того, половина 14 имеет расположенную сзади по потоку верхнюю распорку 20а и расположенную сзади по потоку нижнюю распорку 20b, которые дополняют половину 14, чтобы сделать возможным соединение элементов конструкции посредством верхнего усиливающего элемента 21а и нижнего усиливающего элемента 21b, соответственно соединяющих вместе стойки 16а и 20а и 16b и 20b. Также могут добавить другие верхние и нижние стойки, например, выполненные как единой целое с кольцевыми шпангоутами 15.

Передачу усилий улучшают путем добавления к каждой половине 14 соединительной штанги 22 для восприятия нагрузки, как показано на фиг.4. С одной стороны штанга 22 закреплена в передней по потоку части половины 14 в средней плоскости несущего каркаса 10, то есть, по существу, у продольного усиливающего элемента 17 и переднего по потоку кольцевого шпангоута 15а, а с другой стороны, в задней по потоку части половины 14 в точке, рассчитанной таким образом, что она находится поблизости от опоры 12, то есть, по существу, в верхней части продольного усиливающего элемента 18 и близко к расположенному сзади по потоку кольцевому шпангоуту 15b. Предпочтительно, штанга 22 для восприятия нагрузки ориентирована в направлении, по существу, идентичном направлению опоры 12. Альтернативно, расположенная сзади по потоку точка соединения штанги 22 для восприятия нагрузки может находиться на опоре 12.

Каждая половина 14 соединена с другой половиной в своей нижней части посредством своих передних по потоку нижних стоек 16b и задних по потоку нижних стоек 20b, а также посредством нижних продольных усиливающих элементов 19 и нижних усиливающих элементов 21b.

В верхней части каждая половина 14 соединена с опорой 12 посредством своих передних по потоку верхних распорок 16а и задних по потоку верхних распорок 20а, а также при помощи верхних продольных усиливающих элементов 18 и верхних усиливающих элементов 21а.

Альтернативно опора может быть встроена в несущий каркас 10.

На фиг.5 показана внутренняя часть гондолы 1, причем несущий каркас 10 покрыт звукоизолирующими панелями 11.

На фиг.6 показан в разрезе вид спереди собранного таким образом внутреннего элемента 7b.

На фиг.7 показан вариант реализации несущего каркаса 10. Как можно видеть на фиг.7, несущий каркас 110 выполнен из двух половин 114, отличающихся от половин 14 только тем, что каждая половина 114 содержит штангу 122 для восприятия нагрузки, имеющую вилкообразный элемент, расположенный спереди по потоку. Таким образом, штанга 122 для восприятия нагрузки прикреплена к половине 114 в трех точках, а именно в двух задних по потоку точках 114а, 114b, расположенных на передних по потоку кольцевых шпангоутах 15а на каждой из сторон средней плоскости несущего каркаса 110, то есть на каждой из сторон продольного усиливающего элемента 17, и в точке 114с, расположенной сзади по потоку в том же месте, что и точка штанги 22 для восприятия нагрузки. Предпочтительно вилкообразный элемент штанги 122 для восприятия нагрузки присоединен в точке 114d, расположенной, по существу, на кольцевом шпангоуте 15, и закреплен на шпангоуте.

На фиг.8 показан несущий каркас 210, выполненный в виде цельного элемента, открытого только в верхней части - в той части, посредством которой он крепится к опоре 12.

Несущий каркас 10, 110, 210 дополнен средствами повторного центрирования между турбореактивным двигателем 2 и внутренним элементом 7b, расположенным в задней части последнего. Принцип действия средств повторного центрирования показан на фиг.9.

Средства повторного центрирования предназначены для обеспечения постоянного контакта между турбореактивным двигателем 2 и внутренним элементом 7b и служат для того, чтобы учесть относительное перемещение между этими двумя элементами, обусловленное тепловым расширением турбореактивного двигателя 2 во время его работы, которое приводит к продольному и осевому перемещению двигателя.

С этой целью двигатель в своей задней по потоку части имеет радиальные выступы 30, распределенные по всей его периферии; причем каждый выступ заканчивается наклонной поверхностью 31, находящейся в скользящем контакте с комплементарной наклонной поверхностью 32 внутреннего радиального выступа 33 несущего каркаса 10, 110, 210. Выступы 31, 32 выполнены так, что их ориентация, по существу, соответствует ожидаемому относительному перемещению между двумя конструкциями.

Система повторного центрирования может быть реализована различными способами, в частности посредством упругих контактов, отдельных или цельных элементов, только на одном секторе периферии двигателя 2 или по всей его периферии.

На фиг.10 показан фронтальный разрез, иллюстрирующий распределение средств повторного центрирования.

Следует также заметить, что изобретение позволяет облегчить техническое обслуживание двигателя 2, доступ к которому могут обеспечить посредством простого снятия звукоизолирующих панелей 11, при этом отсутствует необходимость разбирать весь внутренний элемент 7b.

Также следует заметить, что опционально внутренний элемент 7b может содержать нижний элемент, позволяющий присоединять к нижней части задний наружный элемент 41. В этом случае возникает интервал между точкой прикрепления указанного заднего наружного элемента 41 и расположенной сзади по потоку кольцевой зоной повторного центрирования двигателя 2. Этот интервал обеспечивает составляющую силы, стремящуюся отделить нижний элемент от внутреннего элемента 7b, посредством которого прикреплен задний наружный элемент 41, который больше не позволяет средствам повторного центрирования выполнять в этой зоне свои функции. Следовательно, становится возможным обеспечить целостность поддержания повторного центрирования посредством системы фиксаторов 40 у соединения между двумя половинами 14, 114 на расположенных сзади по потоку кольцевых шпангоутах 15b.

На фиг.11-14 показан частный вариант реализации изобретения, предусматривающий использование короткого внутреннего элемента 310, также поддерживаемого на кожухе вентилятора.

Отдельно опорная система показана на фиг.11 и 12.

Опорная система содержит средства крепления в виде пилона 12, к которому присоединен внутренний элемент 310.

Внутренний элемент 310 представлен в виде периферического несущего каркаса, выполненного из переднего периферического кольцевого шпангоута 315а и заднего периферического кольцевого шпангоута 315b.

Передний кольцевой шпангоут 315а и задний кольцевой шпангоут 315b соединены друг с другом посредством промежуточного элемента 316, представляющего собой решетку, образованную распорками 316а, 316b, которые совместно образуют, по существу, равнобедренные треугольники.

Опорный узел дополнен элементами 320 подвешивания, которые расположены на элементе типа пилона 12 и предназначены для соединения вблизи одного из концов двигателя 2.

На фиг.13 и 14 показан вышеописанный опорный узел, установленный в положение, в котором он поддерживает турбореактивный двигатель 2. Здесь каркас 310 присоединен к кожуху 6с болтами посредством переднего кольцевого шпангоута 315а, установленного в V-образную периферическую канавку кожуха 6с.

Очевидно, как упомянуто выше, возможен вариант, при котором внутренний элемент может быть выполнен в виде одного или нескольких секторов, не полностью периферических.

Настоящее изобретение не ограничивается описанными конкретными примерами реализации и заключает в себе все технические эквиваленты описанных средств и их комбинации, находящиеся в контексте настоящего изобретения.

1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2), содержащая переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую вентилятор (3) турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (7), содержащую внутренний элемент (7b), выполняющий функцию кожуха задней части турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что указанный внутренний элемент имеет соединительные средства, предусматривающие возможность крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата, по меньшей мере на одной части внутреннего элемента.

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) снабжен средствами для жесткого соединения с турбореактивным двигателем, например, посредством болтового соединения.

3. Гондола (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) присоединен к средней секции (6) посредством кожуха (6с), охватывающего вентилятор (3).

4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) соединен со средней секцией задней по потоку части кожуха (6c), охватывающего вентилятор (3), на по меньшей мере части своей периферии посредством канавки, выполненной в указанном кожухе.

5. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) соединен со средней секцией задней по потоку части кожуха (6с) по всей своей периферии.

6. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что периферическая канавка кожуха (6с) имеет V-образный внутренний профиль.

7. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4-6, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) снабжен средствами (30, 31, 32, 33) повторного центрирования турбореактивного двигателя (2).

8. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4-6, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) выполнен таким образом, что пилон (12) может проходить по всей длине внутреннего элемента.

9. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 и 4, отличающаяся тем, что пилон (12) объединен с внутренним элементом (7b).

10. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4 и 5, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) содержит по меньшей мере одну наружную стенку (11), образующую аэродинамическую поверхность, размещенную на каркасе (10, 110, 210).

11. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что каркас охватывает турбореактивный двигатель лишь частично, предпочтительно по меньшей мере на 180°.

12. Гондола (1) по п.11, отличающаяся тем, что каркас охватывает турбореактивный двигатель полностью.

13. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что наружная стенка частично или полностью выполнена по меньшей мере из одной звукопоглощающей панели (11).

14. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что каркас (10, 110, 210) внутреннего элемента (7b) выполнен из кольцевых шпангоутов (15а, 15b, 15).

15. Гондола (1) по п.14, отличающаяся тем, что кольцевые шпангоуты представляют собой соединительные штанги для восприятия нагрузки.

16. Гондола (1) по п.14 или 15, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть кольцевых шпангоутов выполнена в виде цельного элемента.

17. Гондола (1) по п.14 или 15, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть кольцевых шпангоутов выполнена из нескольких элементов, соединенных друг с другом, например, посредством болтового соединения.

18. Гондола (1) по п.14 или 15, отличающаяся тем, что кольцевые шпангоуты распределены по всей длине внутреннего элемента.

19. Гондола (1) по п.14 или 15, отличающаяся тем, что каркас содержит по меньшей мере один передний кольцевой шпангоут и один задний кольцевой шпангоут, соединенные промежуточным элементом, образующим решетку.

20. Гондола (1) по п.19, отличающаяся тем, что промежуточный элемент выполнен в виде кессона.

21. Гондола (1) по п.19, отличающаяся тем, что промежуточный элемент выполнен из распорок, соединяющих вместе по меньшей мере два кольцевых шпангоута.

22. Гондола (1) по п.21, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть указанных распорок встроена по меньшей мере в один кольцевой шпангоут.

23. Гондола (1) по п.21 или 22, отличающаяся тем, что распорки полые.

24. Гондола (1) по п.21 или 22, отличающаяся тем, что распорки размещены относительно друг друга так, что образуют треугольники, предпочтительно равнобедренные.

25. Гондола (1) по любому из пп.6, 11-15, 20-22, отличающаяся тем, что каркас (10, 110, 210) содержит по меньшей мере один усиливающий элемент (17, 20а, 20b) на каждой стороне продольной оси внутреннего элемента.

26. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4-6, 11-15, 20-22, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) содержит по меньшей мере одну соединительную штангу (22, 122) для восприятия нагрузки, прикрепленную с одной стороны по меньшей мере к одной точке передней по потоку части внутреннего элемента (114а, 114b), например, на горизонтальной средней плоскости, а с другой стороны по меньшей мере к одной точке (114 с) задней по потоку части внутреннего элемента, находящейся около пилона (12) или, опционально, на пилоне.

27. Гондола (1) по п.26, отличающаяся тем, что соединительная штанга (22, 122) для восприятия нагрузки ориентирована, по существу, в направлении конструкции пилона (12).

28. Гондола (1) по п.26, отличающаяся тем, что соединительная штанга (122) для восприятия нагрузки имеет вилкообразный элемент, прикрепленный к внутреннему элементу (7b) по меньшей мере в двух точках (114а, 114b) передней по потоку части внутреннего элемента, расположенных с каждой из сторон горизонтальной средней плоскости, причем вилкообразный элемент штанги имеет точку (114а) соединения, находящуюся, например, на кольцевом шпангоуте (15) каркаса (110).

29. Гондола (1) по п.10, отличающаяся тем, что по меньшей мере одна часть элементов каркаса, в частности кольцевые шпангоуты, соединительные штанги для восприятия нагрузки, промежуточный элемент и продольные усиливающие элементы, снабжена теплозащитными средствами.

30. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4-6, 11-15, 20-22, 27-29, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) имеет каркас (210), выполненный как единое целое.

31. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4-6, 11-15, 20-22, 27-29, отличающаяся тем, что внутренний элемент (7b) имеет каркас (10, 110), состоящий из двух частей и выполненный с возможностью сборки, по существу, вертикально.

32. Силовая установка, отличающаяся тем, что она содержит гондолу (1) по любому из пп.1-31, в которую помещен турбореактивный двигатель (2).

33. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну силовую установку по п.32.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно - к устройству для воздушного судна, которое содержит крыло и пилон для подвески. .

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к устройству крепления двигателя, предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и этим двигателем.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиации, а именно к способу гашения инерциальной скорости самолета. .

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам подвесов двигателей к стреловидному крылу самолета. .

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата вспомогательного назначения. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра. Передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона. Шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и закреплен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона. Внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном кессона крыла. Достигается упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением λ≥11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от χ=25° до χ=30°. Установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли. Каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V. Мотогондолы турбореактивных двигателей на пилонах установлены под консолями крыла. По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом. В вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом. Наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной. Изобретение направлено на улучшение летно-технических характеристик. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Крыло летательного аппарата содержит верхние и нижние аэродинамические поверхности, сходящиеся под острым углом со стороны набегающего воздушного потока, ограниченные стенками полости, расположенные между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями, реактивные двигатели, эжекторы, элементы отклонения стекающих воздушных потоков. Реактивные двигатели и эжекторы установлены между верхней и нижней аэродинамическими поверхностями. Всасывающие сопла реактивных двигателей и входные отверстия эжекторов сообщаются с полостями, имеющими сверху плоские/выпуклые решетки для входа воздуха. Изобретение направлено на уменьшение аэродинамического сопротивления и увеличение подъемной силы. 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Корпус реактивного двигателя установлен над крылом летательного аппарата и содержит жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами. Сверху к внешней стороне оболочки прикреплено мини-крыло, создающее аэродинамическую подъемную силу. Достигается увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Способ и устройство увеличения аэродинамической подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло, расположенное у задней кромки крыла. Для увеличения подъемной силы самолета с силовой установкой, имеющей сопло в области задней кромки крыла, используют нижнюю внешнюю поверхность сопла, где устанавливают по меньшей мере один аэродинамический щиток, который отклоняют в воздушный поток вокруг самолета. Группа изобретений направлена на снижение аэродинамического сопротивления от вихреобразования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх