Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах

Авторы патента:


Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах
Силовая установка летательного аппарата, содержащая соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированный на двух отдельных элементах

 


Владельцы патента RU 2433070:

ЭРБЮС ФРАНС (FR)

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей соединительный аэродинамический обтекатель, и летательному аппарату. Силовая установка (1) летательного аппарата содержит двигатель (6), крепежную конструкцию (4) двигателя и гондолу (3), окружающую двигатель (6) и снабженную воздухозаборником (32) и секциями корпуса (34) вентилятора. Также силовая установка содержит ложемент (40), на котором подвижно установлены секции корпуса вентилятора. Силовая установка содержит соединительный аэродинамический обтекатель (33), снабженный средствами крепления, расположенными на указанном ложементе (40) и на элементе крепежной конструкции (4). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение в целом относится к силовой установке летательного аппарата, в частности к силовой установке, содержащей двигатель, его подвеску и гондолу, в которой расположен двигатель, причем гондола снабжена воздухозаборником и секциями корпуса вентилятора, а подвеска двигателя содержит переднюю аэродинамическую конструкцию, на которой подвижно установлены секции корпуса вентилятора.

Такой тип подвески двигателя, называемый также пилонной конструкцией крепления двигателя, позволяет крепить двигатель, например турбореактивный, под или над крылом самолета и даже позволяет размещать такой двигатель в хвостовой части фюзеляжа самолета.

Уровень техники

Указанная крепежная конструкция предназначена для образования соединительной промежуточной конструкции между двигателем и крылом летательного аппарата. Она обеспечивает передачу на конструкцию летательного аппарата усилий, создаваемых его двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных коммуникаций между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий крепежная конструкция содержит жесткую конструкцию, часто называемую несущей конструкцией, обычно «кессонного» типа, т.е. образованную верхними и нижними лонжеронами и боковыми панелями, соединенными между собой посредством поперечных ребер.

Также крепежная конструкция снабжена средствами крепления, расположенными между двигателем и жесткой конструкцией, причем эти средства в основном содержат два узла крепления двигателя и средство восприятия тяговых усилий для передачи создаваемого двигателем тягового усилия. Известное средство восприятия тяговых усилий обычно содержит две боковые тяги, соединенные с одной стороны с корпусом двигателя, например с корпусом вентилятора или промежуточным корпусом, а с другой стороны - с задним узлом крепления двигателя, жестко установленным на центральном корпусе или корпусе выходного устройства.

Аналогично крепежная конструкция также содержит другие наборы узлов крепления, образующих систему крепления, расположенную между жесткой конструкцией и крылом самолета, причем эта система обычно содержит два или три узла крепления.

Дополнительно пилон снабжен множеством вторичных конструкций, обеспечивающих, в частности, разъединение и техническое обслуживание подводящих коммуникаций, и поддерживающие также аэродинамический обтекатель, причем эти конструкции обычно имеют форму панелей или корпусов, входящих в состав этих конструкций. Как известно специалистам в данной области техники, вторичные конструкции отличаются от жесткой конструкции, также называемой несущей конструкцией, тем, что они не предназначены для передачи создаваемых двигателем усилий на крыло самолета.

Среди этих вторичных конструкций обычно имеется передняя аэродинамическая конструкция, расположенная в передней части жесткой конструкции пилона, причем эта передняя аэродинамическая конструкция действует не только как аэродинамический обтекатель, но также обеспечивает установку, разъединение и перемещение различных подводящих коммуникаций (воздушных, электрических, гидравлических, топливных). Кроме того, эта передняя аэродинамическая конструкция обычно несет секции корпуса вентилятора соответствующего двигателя, тогда как секции реверса тяги обычно несет жесткая конструкция пилона.

В известных технических решениях передняя аэродинамическая конструкция обычно содержит ложемент, закрытый аэродинамическим обтекателем, жестко установленным на этом ложементе. Аэродинамический обтекатель ложемента, также называемый аэродинамическим кожухом или элементом, окружает ложемент, причем ложемент действует как опорная конструкция для секций корпуса вентилятора.

Вышеупомянутый ложемент обычно монтируется на жесткой конструкции с использованием соответствующих средств крепления. Однако крепление ложемента передней аэродинамической конструкции к жесткой конструкции приводит к существенному изменению общей геометрии сборки, а конкретнее, геометрии гондолы, когда силовая установка подвергается значительным напряжениям, возникающим, например, при взлете или посадке или при полете в условиях сильной турбулентности, т.е. под действием изгибающего момента двигателя, силы тяги двигателя и в результате теплового расширения. В частности, при деформации двигателя может происходить потеря соосности между воздухозаборником гондолы и аэродинамическим кожухом ложемента, жестко соединенным с ложементом, в свою очередь соединенным с жесткой конструкцией пилона.

Данное явление, несомненно, приводит к увеличению лобового сопротивления, которое ухудшает общие рабочие характеристики самолета.

Известно, что с аналогичным явлением также сталкиваются в тех случаях, когда ложемент, жестко соединенный с аэродинамическим обтекателем, монтируется не на жесткой конструкции пилона, а только на корпусе вентилятора двигателя, соединенном с воздухозаборником гондолы. В данном случае потеря соосности может наблюдаться между аэродинамическим кожухом ложемента, соединенным с корпусом вентилятора, и другим аэродинамическим корпусом пилона, в частности, называемым обтекателем.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является создание силовой установки летательного аппарата, в которой преодолены вышеуказанные недостатки известных технических решений.

В связи с этим объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель, крепежную конструкцию двигателя и гондолу, окружающую двигатель и снабженную воздухозаборником и секциями корпуса вентилятора, причем установка содержит ложемент, на котором подвижно установлены секции корпуса вентилятора, а этот ложемент жестко установлен на одном из элементов или крепежной конструкции двигателя, или объекта, включающего в себя корпус вентилятора двигателя и жестко установленный на нем воздухозаборник. Согласно изобретению силовая установка дополнительно снабжена соединительным аэродинамическим обтекателем, снабженным первыми средствами крепления, расположенными на ложементе, и вторыми средствами крепления, расположенными на другом элементе или крепежной конструкции двигателя или указанного объекта.

Таким образом, предложенная компоновка позволяет в значительной степени ограничить описанные выше вредные воздействия несоосности, поскольку предложенное крепление соединительного аэродинамического обтекателя дает возможность лучшей реакции на деформацию двигателя при воздействии перегрузок на силовую установку. Это значительно сокращает потери на лобовое сопротивление, с которыми сталкиваются в известных вариантах конструкции.

В качестве примера следует отметить, что при намерении жестко смонтировать ложемент на жесткой конструкции пилона, для формирования части передней аэродинамической конструкции этого пилона, соединение воздухозаборника гондолы с соединительным аэродинамическим обтекателем заподлицо может поддерживаться благодаря наличию вторых средств крепления, соединяющих этот соединительный аэродинамический обтекатель с объектом, включающим в себя корпус вентилятора двигателя и расположенный на нем воздухозаборник гондолы, тогда как соединение заподлицо соединительного аэродинамического обтекателя с другим аэродинамическим кожухом пилона обеспечивается благодаря наличию первых средств крепления, соединяющих этот аэродинамический кожух с ложементом, который сам предпочтительно неподвижно соединен с жесткой конструкцией пилона.

Опять же в качестве примера следует отметить, что наоборот при намерении смонтировать ложемент неподвижно на корпусе вентилятора соединение заподлицо между соединительным аэродинамическим обтекателем и другими аэродинамическими корпусами пилона может поддерживаться благодаря наличию вторых средств крепления, соединяющих этот соединительный аэродинамический обтекатель с пилоном, тогда как соединение заподлицо между соединительным аэродинамическим обтекателем и аэродинамическим кожухом ложемента обеспечивается благодаря наличию первых средств крепления, соединяющих этот соединительный аэродинамический обтекатель с ложементом, который сам неподвижно соединен с корпусом вентилятора двигателя.

Иначе говоря, компоновка во всех конфигурациях согласно настоящему изобретению дает возможность соединительному аэродинамическому обтекателю действовать подобно «каретке» либо между воздухозаборником, расположенным в его передней части, и аэродинамическим кожухом ложемента, когда ложемент закреплен на жесткой конструкции пилона, либо между тем же аэродинамическим кожухом ложемента, расположенным впереди соединительного аэродинамического обтекателя, и обтекателем пилона, когда этот ложемент закреплен на корпусе вентилятора. Эта особенность обеспечивает значительное уменьшение несоосности, а следовательно, и потерь на лобовое сопротивление. В качестве примера следует отметить, что это всего лишь частный случай расположения упомянутых выше первых и вторых средств крепления, которые дают возможность проявлению этого эффекта «каретки» независимо от конструкции этих средств крепления. Таким образом, этот достигнутый эффект полностью независим от конструкции узлов крепления, формирующих первые и вторые средства крепления; основная идея настоящего изобретения состоит в эффективном уменьшении несоосности с применением аэродинамического кожуха, смонтированного, во-первых, на опорном ложементе секций корпуса вентилятора посредством первых средств крепления и, во-вторых, посредством вторых средств крепления на одном из элементов крепежной конструкции указанного объекта, причем другой из этих элементов неподвижно смонтирован на том же опорном ложементе секций корпуса вентилятора.

Как более подробно будет описано ниже, существуют два предпочтительных варианта осуществления изобретения. В случае когда опорный ложемент секций корпуса вентилятора жестко установлен на пилоне, порядок размещения частей от заднего участка к переднему следующий: пилон, опорный ложемент, аэродинамический кожух и объект, содержащий воздухозаборник. В другом случае, когда ложемент жестко соединен с указанным объектом, порядок размещения частей от заднего участка к переднему следующий: пилон, аэродинамический кожух, опорный ложемент и указанный объект.

Также установлено, что благоприятный эффект «каретки» усиливается в том случае, когда первые и вторые средства крепления, оснащающие соединительный аэродинамический обтекатель соответственно расположены поблизости от переднего и заднего концов того же соединительного аэродинамического обтекателя или в обратном порядке.

Согласно первому предпочтительному варианту осуществления изобретения, уже упомянутому выше, ложемент неподвижно установлен на жесткой конструкции крепежной конструкции двигателя и предпочтительно не закреплен на вышеуказанном объекте, при этом ложемент образует неотъемлемую часть передней аэродинамической конструкции крепежной конструкции. К тому же вторые средства крепления, оснащающие соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированы на воздухозаборнике.

В этом случае преимуществом является то, что соединительный аэродинамический обтекатель создает аэродинамическое соединение между воздухозаборником и аэродинамическим кожухом ложемента, окружающим этот ложемент. Соединительный аэродинамический обтекатель располагается между аэродинамическим выступом воздухозаборника и аэродинамическим кожухом ложемента.

Однако, несомненно, имеется возможность, не выходя за рамки объема настоящего изобретения, создать конфигурацию, в которой соединительный аэродинамический обтекатель также включает в себя аэродинамический кожух ложемента для формирования единого аэродинамического кожуха, выступающего вперед за пределы ложемента до воздухозаборника. Другими словами, этот единый аэродинамический кожух тогда продолжается по направлению к задней части аэродинамического выступа воздухозаборника до обтекателя пилона.

В первом варианте осуществления изобретения вторые средства крепления содержат узел крепления, предназначенный для передачи усилий, приложенных в продольном, поперечном и вертикальном направлениях относительно двигателя.

Согласно второму предпочтительному варианту осуществления изобретения ложемент неподвижно смонтирован на корпусе вентилятора и предпочтительно не закреплен на крепежной конструкции. Кроме того, вторые средства крепления, оснащающие соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированы на обтекателе пилона, называемым зализом.

В этом втором предпочтительном варианте осуществления изобретения соединительный аэродинамический обтекатель обеспечивает аэродинамическое соединение между указанным обтекателем пилона и аэродинамическим кожухом ложемента, окружающим ложемент.

Однако, несомненно, имеется возможность, не выходя за рамки объема настоящего изобретения, создать конфигурацию, в которой соединительный аэродинамический обтекатель также включает в себя аэродинамический обтекатель ложемента для формирования единого аэродинамического обтекателя, выступающего назад за пределы ложемента до обтекателя пилона. Другими словами, в данном случае этот единый аэродинамический обтекатель продолжается в продольном направлении от аэродинамического выступа воздухозаборника до обтекателя пилона.

В этом втором варианте осуществления изобретения первые средства крепления предназначены для передачи усилий, приложенных в продольном, поперечном и в вертикальном направлениях относительно двигателя.

В силовой установке, в которой гондола обычно содержит воздухозаборник, выполненный заподлицо с секциями корпуса вентилятора, ложемент предпочтительно несет функцию конструкционной опоры для секций корпуса вентилятора, поскольку силовая установка предпочтительно содержит множество шарнирных подвесок секций корпуса вентилятора, из которых, по меньшей мере, некоторые закреплены на том же ложементе.

Также крепежная конструкция двигателя предпочтительно содержит множество узлов крепления двигателя, включая передний узел крепления двигателя, закрепленный, во-первых, на жесткой конструкции и, во-вторых, на корпусе вентилятора двигателя.

Дополнительным объектом изобретения является самолет, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку, установленную на крыле или на хвостовом участке фюзеляжа этого самолета.

Другие особенности и преимущества изобретения будут более понятны из неограничивающего подробного описания, приведенного ниже.

Краткое описание чертежей

Ниже приведено подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения со ссылкой на чертежи.

На фиг.1 показана часть силовой установки авиационного двигателя согласно первому предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;

на фиг.2 схематично показана часть силовой установки, показанной на фиг.1, вид сбоку;

на фиг.3 детально показана часть силовой установки, изображенной на фиг.1, и более подробно представляющей опорный ложемент для секций корпуса вентилятора гондолы, вид в перспективе;

на фиг.4 схематично показан соединительный аэродинамический обтекатель, снабженный средствами крепления на силовой установке, вид в перспективе;

на фиг.5 и 6 детально, под двумя различными углами показана часть участка силовой установки, изображенной на фиг.1, вид в перспективе;

на фиг.7 - изображение, аналогичное фиг.1, силовой установки, иллюстрирующее второй предпочтительный вариант осуществления изобретения;

на фиг.8 и 9 детально, под двумя различными углами показан участок силовой установки, изображенной на фиг.7, вид в перспективе.

Осуществление изобретения

На фиг.1 и 2 представлена силовая установка летательного аппарата 1, предназначенная для крепления под крылом самолета (не показано). Эта силовая установка 1 содержит крепежную конструкцию 4 двигателя, двигатель 6, например турбореактивный, выступающий из этой крепежной конструкции 4, и гондолу 3. На фиг.1 показан лишь передний участок гондолы 3.

В дальнейшем символ Х условно используется для обозначения продольного направления крепежной конструкции 4, которое аналогично продольному направлению турбореактивного двигателя 6, причем это направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 6. Символ Y используется для обозначения поперечного направления относительно крепежной конструкции 4, аналогичного поперечному направлению турбореактивного двигателя 6, а символ Z используется для обозначения вертикального направления или высоты, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.

Термины «передний» и «задний» должны рассматриваться относительно направления перемещения самолета под действием силы тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6, это направление схематически показано стрелкой 7.

В целом крепежная конструкция 4 содержит жесткую конструкцию 8, также называемую несущей конструкцией, на которой расположены средства крепления двигателя 6, причем эти средства крепления имеют множество узлов 10, 12 крепления двигателя и устройство 14 восприятия тягового усилия, передающее создаваемые двигателем 6 тяговые усилия.

В качестве примера следует отметить, что крепежная конструкция 4 содержит другие комплекты узлов крепления (не показаны), соединенных с жесткой конструкцией 8 и позволяющих подвесить силовую установку 1 под крылом самолета.

Дополнительно крепежная конструкция 4 содержит множество вторичных конструкций, соединенных с жесткой конструкцией 8. Эти вторичные конструкции обеспечивают отделение и техническое обслуживание подводящих коммуникаций наряду с тем, что они несут описанные ниже элементы аэродинамического обтекателя.

В своей передней части турбореактивный двигатель 6 содержит корпус 18 вентилятора большого размера, определяющий границы кольцевого канала 20 вентилятора, и в направлении к хвостовой части содержит центральный корпус 22 меньшего размера, охватывающий основную часть этого турбореактивного двигателя. Разумеется, корпуса 18 и 22 расположены друг за другом и соединены так называемым промежуточным корпусом. Понятно, что центральный корпус 22 продолжен в задней части корпусом выхлопного устройства (не показано).

Как показано на фиг.1 и 2, узлы 10 и 12 крепления двигателя крепежной конструкции 4 выполнены по два каждый и называются передним и задним узлами крепления двигателя соответственно. Передний узел 10 крепления двигателя предпочтительно расположен между передним участком жесткой конструкции 8 и верхним участком корпуса 18 вентилятора, называемым также радиальной концевой частью. Этот передний узел 10 крепления двигателя имеет обычную конструкцию, известную специалистам в данной области техники, и предназначен, в частности, для передачи усилий, приложенных в трех направлениях X, Y и Z.

Задний узел 12 крепления также является обычной конструкцией, известной специалистам в данной области техники, расположен между самым задним участком жесткой конструкции 8 и центральным корпусом 22 или корпусом выходного устройства и может передавать усилия, приложенные в направлениях Y и Z.

Устройство 14 восприятия тягового усилия, передающее создаваемые двигателем тяговые усилия, может представлять собой две тяги обычной формы, каждая из которых размещена на каждой стороне двигателя 6, причем передний конец каждой тяги монтируется в задней части корпуса вентилятора или промежуточного корпуса, а ее задний конец соединяется с задним узлом 12 крепления двигателя или с жесткой конструкцией 8 поблизости от него.

В этом предпочтительном варианте осуществления изобретения жесткая конструкция 8 выполнена в форме кессона, проходящего от переднего участка к заднему по существу в направлении X.

Кессон 8, лучше всего показанный на фиг.1, имеет форму пилона, конструкция которого аналогична обычной конструкции пилонов турбореактивных двигателей, в частности тех, которые снабжены поперечными ребрами 9, имеющими форму прямоугольника, ориентированного вдоль плоскости YZ.

На фиг.2 более конкретно показаны вторичные конструкции пилона 4, содержащие переднюю аэродинамическую конструкцию 24, заднюю аэродинамическую конструкцию 26, обтекатель 28 для передней и задней аэродинамических конструкций и нижний задний обтекатель 30 пилона.

В целом эти вторичные конструкции являются обычными элементами, идентичными или аналогичными имеющимся в известных технических решениях и известными специалистам в данной области техники. Точнее, передняя аэродинамическая конструкция 24, только одна из которых показана на фиг.1 для ясности, обычно располагается впереди крыла и несколько приподнята относительно несущей конструкции 8, на которой она закреплена. Эта аэродинамическая конструкция выполняет функцию аэродинамического профиля между верхней частью секций корпуса вентилятора, шарнирно установленных на ней, и передней кромкой крыла. К тому же передняя аэродинамическая конструкция 24 выполняет не только опорную функцию для секций корпуса вентилятора и аэродинамического обтекателя, но также дает возможность установки, разъединения и перемещения подводящих коммуникаций (воздушных, электрических, гидравлических, топливных).

В прямом продолжении передней аэродинамической конструкции 24 в заднем направлении, установленной над жесткой конструкцией 8, имеется обтекатель 28, также называемый обтекателем «кармана». Еще далее, по направлению к заднему участку, обтекатель 28 продолжен задней аэродинамической конструкцией 26, содержащей большую часть гидравлического оборудования. Эта конструкция 26 предпочтительно полностью располагается позади жесткой конструкции 8 и, следовательно, закреплена под крылом самолета.

Под жесткой конструкцией 8 и задней аэродинамической конструкцией 26 расположен нижний задний обтекатель 30 пилона. Его основными функциями является формирование огнестойкого экрана и формирование аэродинамической непрерывности между корпусом выходного устройства двигателя и пилоном.

На фиг.1 и 2 показана часть гондолы 3, в передней части которой имеется воздухозаборник 32, расположенный на входе в корпус 18 вентилятора, причем непосредственно за воздухозаборником 32 имеются две секции корпуса 34 вентилятора (видна только одна, поскольку это вид в перспективе), каждая из которых подвижно смонтирована на передней аэродинамической конструкции 24, описанной выше. Хотя это и не показано, следует учесть, что гондола 3 обычной конструкции содержит по направлению к заднему участку другие элементы, известные специалистам в данной области техники, например секции реверса тяги, смонтированные на жесткой конструкции 8.

Воздухозаборник 32 на своем верхнем заднем участке содержит аэродинамический выступ 31, находящийся впереди непрерывной конструкции, включающей в себя переднюю аэродинамическую конструкцию 24 пилона. Точнее, как видно на чертежах, одним из частных аспектов настоящего изобретения является наличие соединительного аэродинамического обтекателя 33 между выступом 31 и передней частью аэродинамической конструкцией 24, что более подробно будет описано ниже. Несомненно, были предприняты попытки достичь по возможности наилучшей аэродинамической непрерывности между вышеупомянутыми соединительными элементами 31, 33 и 24, проходящими по существу в направлении Х на верхнем участке силовой установки 1. На фиг.1 видно, что соединенные заподлицо элементы 33, 24 продолжаются в продольном направлении на длину, соответствующую длине секций корпуса 34 вентилятора, над которыми они расположены.

На фиг.3 детально показана, в частности, передняя аэродинамическая конструкция 24.

Передняя аэродинамическая конструкция 24 содержит ложемент 40, формирующий несущую часть этого элемента. Ложемент 40 в основном проходит над корпусом 18 вентилятора и является обычной конструкцией, известной специалистам в данной области техники, а именно совокупностью лонжеронов, проходящих по существу в направлении X, и поперечного набора в виде открытых снизу арок, например, по существу полуцилиндрической формы, как показано на фиг.3. На этом чертеже также видно, что передняя часть жесткой конструкции 8 пилона 4 входит вовнутрь этого ложемента, проходя через по меньшей мере первую арку этого ложемента. К тому же, поскольку вышеупомянутый передний узел 10 крепления двигателя смонтирован на переднем конце жесткой конструкции 8, подразумевается, что этот передний узел 10 крепления частично располагается во внутреннем пространстве, ограниченном арками ложемента.

Для обеспечения монтажа ложемента 40 на жесткой конструкции 8, из которой он может выступать в виде консоли, имеются задние средства крепления, предпочтительно представляющие собой два задних полуузла крепления, расположенные по обе стороны от переднего участка жесткой конструкции 8. Как видно на фиг.3, эти схематично показанные два полуузла 44а и 44b крепления предпочтительно размещены позади переднего узла 10 крепления двигателя. Также эти два узла крепления расположены симметрично относительно средней вертикальной плоскости Р, проходящей через продольную ось 5 двигателя, причем эта плоскость Р по существу образует плоскость симметрии силовой установки, установленной под крылом самолета. Следует отметить, что ложемент 40 закреплен только на пилоне 4, т.е. не на отделенном от него объекте, содержащем корпус 18 вентилятора и неподвижно соединенный с ним воздухозаборник 32.

Обычно ложемент 40 покрыт аэродинамическим кожухом 46, который предпочтительно закреплен только на этом ложементе 40, а не на любом другом элементе силовой установки и снабжен множеством шарнирных подвесок секций корпуса 34 вентилятора. Эти шарнирные подвески предпочтительно размещены с каждой из двух сторон лонжеронов ложемента, расположенных с каждой стороны плоскости Р. Таким образом, каждый из этих двух лонжеронов 50 несет множество шарнирных подвесок 48, соединенных с одной из секций корпуса 34 вентилятора гондолы. Альтернативно шарнирные подвески 48, которые несет каждый лонжерон, могут формировать все средства крепления данного корпуса вентилятора или их часть. В примере, показанном на фиг.3, шарнирные подвески 48, имеющиеся на лонжероне 50, сконструированы, например, таким образом, чтобы три из них были связаны с четвертой шарнирной подвеской (не показана), расположенной впереди трех других. Несомненно, для каждой из двух секций корпуса 34 вентилятора шарнирные подвески 48, имеющиеся на ложементе 40, и шарнирная подвеска (подвески) 48, расположенная впереди, расположены так, чтобы размещаться вдоль одной и той же оси шарнира корпуса 34.

На фиг.4 представлен соединительный аэродинамический обтекатель 33, который выполнен с возможностью соединения своим задним концом с ложементом 40, а своим передним концом - с воздухозаборником 32, точнее, с его выступом 31.

С этой целью обтекатель 33 оснащен первыми или задними средствами 52 крепления, предназначенными для соединения с передним концом ложемента 40, и вторыми или передними средствами 54 крепления, предназначенными для соединения с воздухозаборником 32.

В частности, первые средства 52 крепления по существу содержат узел 56 крепления, предназначенный для передачи усилий, приложенных в направлениях Y и Z, но не приложенных в направлении X, как схематически показано стрелками на фиг.4.

Этот узел расположен на верхнем среднем участке заднего конца обтекателя 33 и вследствие этого пересекается вышеупомянутой плоскостью Р. Также средства 52 крепления могут содержать два дополнительных так называемых «регулируемых» полуузла 58а и 58b крепления, каждый из которых способен передавать усилия, приложенные только в направлении Z. К тому же эти два полуузла 58а и 58b крепления расположены симметрично относительно средней вертикальной плоскости Р, проходящей через продольную ось 5 двигателя, с двух сторон заднего конца обтекателя 33 соответственно.

Вторые средства 54 крепления по существу также содержат узел 60 крепления, предназначенный для передачи усилий, приложенных в направлениях X, Y и Z, как схематически показано стрелками на фиг.4. Этот узел расположен на верхней средней части переднего конца обтекателя 33 и вследствие этого пересекается вышеупомянутой плоскостью Р. Также средства 54 крепления могут содержать два дополнительных полуузла 62а и б2b крепления, один из которых установлен жестко, а другой является так называемым «регулируемым», при этом каждый из них также способен передавать усилия, приложенные только в направлении Z. К тому же эти два полуузла 62а и б2b крепления размещены симметрично относительно срединной вертикальной плоскости Р, проходящей через продольную ось 5 двигателя, с двух сторон заднего конца обтекателя 33 соответственно.

Таким образом, средства 52, 54 крепления образуют четыре вертикальных узла 58а, 58b, 62а, б2b крепления, три из которых являются регулируемыми для облегчения монтажа обтекателя 33 на силовой установке 1.

В качестве примера на фиг.5 и 6 показан вариант осуществления изобретения с узлами крепления, отличающимися от вышеупомянутых. Например, узел 56 крепления может быть образован штифтом 64, проходящим в направлении Х назад от заднего конца обтекателя 33 через скобу 66, расположенную на самой передней арке ложемента 40. Два полуузла 58а и 58b крепления образованы вертикальными опорными элементами 68а и 68b, обращенными книзу, на заднем конце обтекателя 33 и вертикальными опорными элементами 70а, 70b, обращенными кверху, на двух концах самой передней арочной балки ложемента 40 и, соответственно, к опорным элементам 68а и 68b. Понятно, что крепление опорных элементов между собой обеспечивается сборочными средствами типа болтов.

Также видно, что узел 60 крепления может быть выполнен в форме скобы 72, пролегающей вниз вдоль плоскости XZ от переднего конца обтекателя 33 и расположенной между двух головок вилки 74, расположенной на заднем конце воздухозаборника 32 вблизи его выступа 31. Соединительный штифт (не показан) проходит в направлении Х через две головки вилки 74 и скобу 72.

Два полуузла б2а и 62b крепления образованы вертикальными опорными элементами 76а и 76b, ориентированными вниз на переднем конце обтекателя 33, и вертикальными опорными элементами 78а и 78b, ориентированными вверх на заднем конце воздухозаборника 32, а точнее - на основании его выступа 31. Очевидно, что эти вертикальные опорные элементы 78а, 78b обращены к опорным элементам 76а, 76b соответственно, а крепление этих опорных элементов между собой обеспечивается сборочными средствами типа болтов.

Таким образом, вышеупомянутые узлы крепления позволяют соединительному аэродинамическому обтекателю 33 действовать подобно «каретке» между аэродинамическим выступом 31 воздухозаборника 32 и аэродинамическим кожухом 46 ложемента, благодаря чему исключается возникновение слишком большой несоосности между этими частями. В качестве примера следует отметить, что обтекатель 33 выполняет только аэродинамическую функцию, в связи с чем он может быть изготовлен из панелей или аналогичных конструкций, известных специалистам в данной области техники в устройствах подобного типа. Однако он также может быть оснащен элементами повышения жесткости конструкции лишь с целью обеспечения опорной поверхности для вышеупомянутых узлов крепления. В указанном случае, когда обтекатель 33 включает в себя элементы жесткости, роль которых не заключается в обеспечении конструкционной функции, которую выполняет, к примеру, примыкающий ложемент 40, несущий секции корпуса 34 вентилятора, панели и эти элементы усиления при необходимости могут быть изготовлены как единое целое.

На фиг.7 представлена часть силовой установки согласно второму варианту осуществления изобретения. Этот вариант отличается по существу от первого тем, что ложемент, несущий секции корпуса вентилятора, закреплен неподвижно не на пилоне, а на вышеуказанном объекте, в частности на корпусе вентилятора.

В этом случае предпочтительно передняя аэродинамическая конструкция, несущая секции корпуса вентилятора, не устанавливается на пилоне, а эта или аналогичная аэродинамическая конструкция располагается в продолжение выступа 31 воздухозаборника 32 в заднем направлении и представлена на фиг.1 под тем же номером 24.

В целом такая конструкция 24 по существу содержит ложемент 40, неподвижно соединенный с корпусом вентилятора, и аэродинамический кожух 46 ложемента, окружающий данный ложемент и расположенный в заднем участке аэродинамической непрерывной конструкции, включающей в себя выступ 31.

Одним из частных аспектов второго предпочтительного варианта осуществления изобретения является наличие соединительного аэродинамического обтекателя 33 между аэродинамической конструкцией 24 и пилоном 4, в частности его обтекателем 28. Несомненно, были предприняты попытки достичь по возможности наилучшей аэродинамической непрерывности между вышеупомянутыми элементами 24, 33 и 28, которые проходят по существу в направлении Х на верхней части силовой установки 1. Как показано на фиг.7, соединенные заподлицо элементы 24 и 33 проходят в продольном направлении на расстояние, соответствующее длине секций корпуса 34 вентилятора, над которыми они расположены.

Аналогично соединению в первом варианте осуществления изобретения заподлицо кожуха 46 ложемента с обтекателем 28 во втором варианте осуществления изобретения соединение заподлицо выступа 31 с кожухом 46 не приводит к каким-либо ограничениям, поскольку эти два элемента жестко соединены с корпусом вентилятора двигателя.

Предпочтительно соединительный аэродинамический обтекатель 33 имеет ту же конструкцию, которая была описана выше со ссылкой на фиг.4. Дополнительно конструкция может быть оснащена аналогичными средствами крепления, т.е. задними средствами 52, формирующими вторые средства крепления для соединения с обтекателем 28, и передними средствами 54, формирующими первые средства крепления для соединения с ложементом 40.

В качестве примера на фиг.8 и 9 показан вариант осуществления изобретения с различными узлами крепления, которые формируют средства 52, 54 крепления. Узел 56 крепления может формироваться штифтом 80, проходящим назад в направлении Х от заднего конца обтекателя 33 через скобу 82, которую несет самая передняя арка обтекателя 28. Два узла 58а, 58b крепления образованы вертикальными опорными элементами 84а, 84b, обращенными вниз на заднем конце обтекателя 33, и вертикальными опорными элементами 86а, 86b, обращенными вверх на двух концах самой передней арочной балки обтекателя 28 навстречу опорным элементам 84а, 84b соответственно. Очевидно, что крепление опорных элементов между собой обеспечивается сборочными средствами типа болтов.

Узел 60 крепления может быть выполнен в форме скобы 88, пролегающей вниз вдоль плоскости XZ от переднего конца обтекателя 33 и расположенной между двух головок сцепной вилки 90, которую несет задний конец аэродинамической конструкции 24, включающей ложемент 40. Соединительный штифт (не показан) проходит в направлении Х через две головки сцепной вилки 90 и через скобу 88.

Два узла 62а и 62b крепления образованы вертикальными опорными элементами 92а и 92b, ориентированными вниз на переднем конце обтекателя 33, и вертикальными опорными элементами 94а и 94b, ориентированными вверх на заднем конце аэродинамической конструкции 24, включающей ложемент 40. Несомненно, вертикальные опорные элементы 94а, 94b обращены, соответственно, к опорным элементам 92а, 92b, а соединение этих опорных элементов между собой обеспечивается сборочными средствами типа болтов.

Вышеупомянутые узлы крепления позволяют соединительному аэродинамическому обтекателю 33 действовать подобно «каретке» между аэродинамическим обтекателем 46 ложемента и передним участком обтекателя 28, вследствие чего исключается возникновение слишком большой несоосности между этими элементами.

Безусловно, специалистами в данной области техники могут быть выполнены различные модификации в изобретении, описанном исключительно в качестве неограничивающего примера. В этом отношении, в частности, следует отметить, что, хотя силовая установка 1 описана в конфигурации, принятой для подвески под крылом, эта силовая установка 1 также может иметь другую конфигурацию, позволяющую устанавливать двигатель над упомянутым крылом или в хвостовой части фюзеляжа самолета.

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая двигатель (6); крепежную конструкцию (4) двигателя; гондолу (3), окружающую двигатель (6) и снабженную воздухозаборником (32) и секциями корпуса (34) вентилятора; ложемент (40), на котором подвижно установлены указанные секции корпуса вентилятора, при этом ложемент (40) жестко установлен на одном из элементов указанной крепежной конструкции (4) двигателя и объекта, содержащего корпус (18) вентилятора указанного двигателя (6) и жестко соединенный с ним воздухозаборник (32), отличающаяся тем, что содержит соединительный аэродинамический обтекатель (33), снабженный первыми средствами (52, 54) крепления, расположенными на указанном ложементе (40), и вторыми средствами (54, 52) крепления, расположенными на другом элементе указанной крепежной конструкции (4) или указанного объекта.

2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что указанные первые и вторые средства (52, 54) крепления расположены на соединительном аэродинамическом обтекателе (33) вблизи переднего и заднего концов этого соединительного аэродинамического обтекателя соответственно или в обратном порядке.

3. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что ложемент (40) жестко закреплен на жесткой конструкции (8) указанной крепежной конструкции (4) с образованием объединенной части передней аэродинамической конструкции (24) крепежной конструкции (4), при этом вторые средства (54) крепления, оснащающие соединительный аэродинамический обтекатель, смонтированы на воздухозаборнике (32).

4. Силовая установка (1) по п.3, отличающаяся тем, что соединительный аэродинамический обтекатель (33) выполнен с возможностью обеспечения аэродинамического соединения между воздухозаборником (32) и аэродинамическим кожухом (46) ложемента, охватывающим этот ложемент (40).

5. Силовая установка (1) по п.4, отличающаяся тем, что соединительный аэродинамический обтекатель (33) расположен между воздухозаборником (32) и аэродинамическим кожухом (46) ложемента.

6. Силовая установка (1) по п.3, отличающаяся тем, что вторые средства (54) крепления включают в себя узел (60) крепления, выполненный с возможностью передачи усилий, приложенных в продольном (X), поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях двигателя.

7. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что ложемент (40) неподвижно установлен на корпусе (18) вентилятора, а вторые средства (52) крепления, оснащающие соединительный аэродинамический обтекатель (33), установлены на обтекателе (28) пилона (4).

8. Силовая установка (1) по п.7, отличающаяся тем, что соединительный аэродинамический обтекатель (33) выполнен с возможностью обеспечения аэродинамического соединения между указанным обтекателем (28) и аэродинамическим кожухом (46) ложемента, охватывающим этот ложемент (40).

9. Силовая установка (1) по п.7, отличающаяся тем, что первые средства (54) крепления включают в себя узел (60) крепления, выполненный с возможностью передачи усилий, приложенных в продольном (X), поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях двигателя (6).

10. Самолет, содержащий по меньшей мере одну силовую установку (1) по п.1, установленную на крыле или хвостовой части фюзеляжа самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к системе крепления пилона к крылу. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей, гротов, панелей на летательных аппаратах, в частности гидросамолетах.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к силовым установкам летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации, а именно к гондолам силовых установок летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления обтекателей и капотов летательных аппаратов, и может быть использовано на вертолетах и других видах транспорта.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов, особенно к силовым установкам реактивных двигателей и, в частности к креплению гондол, обтекателей, капотов для реактивных двигателей летательных аппаратов.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, гротов, обтекателей, панелей на летательных аппаратах. .

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

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

Изобретение относится к устройству для соединения двух полуоболочек гондолы двигателя летательного аппарата и к гондоле, снабженной таким устройством

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к креплению элемента гондолы турбореактивного двигателя

Изобретение относится к запирающему устройству, устанавливаемому на участке смыкания гондолы

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединительному устройству подвижных относительно друг друга элементов гондолы

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности

Изобретение относится к соединительным устройствам для соединения элементов, шарнирно поворотных относительно друг друга

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, прикрепляемой к какой-либо самолетной конструкции с помощью соединительной стойки
Наверх