Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя



Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя
Система крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2433071:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя и системе крепления составного элемента гондолы. Система крепления составного элемента (2а, 2b, 3а, 3b) гондолы (1) турбореактивного двигателя на пилоне двигателя содержит зону соединения, образованную составным элементом, выполненную с возможностью взаимодействия с зоной соединения, образованной пилоном. Также система содержит средства (10) крепления для обеспечения жесткого и разъемного соединения между указанным составным элементом и пилоном. Средства крепления и дополняющие средства крепления выполнены с возможностью небольшого поворота как друг относительно друга, так и относительно соответствующей гондолы. Технический результат заключается в упрощении конструкции и повышении устойчивости к деформации системы крепления составного элемента гондолы. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Настоящее изобретение относится к системе крепления составного элемента гондолы турбореактивного двигателя на соединительном пилоне, к которому прикреплена гондола, а также к самой гондоле, снабженной подобной системой крепления.

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит двигатель, помещенный в имеющую форму трубы гондолу, внутренняя стенка которой образует, вместе с охватывающим двигатель первичным капотом, кольцевой канал. Указанная гондола имеет расположенное перед двигателем воздухозаборное устройство, средства реверсирования тяги в средней секции и выходное сопло, выходное отверстие которого располагается за двигателем.

С помощью лопастей вентилятора двигатель создает два воздушных потока - поток горячего воздуха (так называемый «первичный поток»), выходящий из камеры сгорания двигателя, и поток холодного воздуха (так называемый «вторичный поток»), который проходит снаружи двигателя по кольцевому каналу, имеющему также название «проточный тракт».

Оба воздушных потока выталкиваются из турбореактивного двигателя через заднюю часть гондолы. Для этого турбореактивный двигатель снабжен находящимся в задней части вентилятора специальным каналом, имеющим название «выходное сопло», назначение которого состоит в обеспечении определенного направления воздушных потоков. Этот канал имеет, как правило, внутреннюю стенку, которая охватывает конструкцию собственно двигателя в задней части вентилятора, и внешнюю стенку, передняя часть которой является продолжением капота двигателя, охватывающего вентилятор. Внешняя стенка в своей задней части может одновременно направлять как вторичный, так и первичный поток в случае совместного выброса потоков или же направлять только вторичный поток в случае применения так называемых гондол с раздельными потоками.

Отдельная стенка может также придавать обтекаемую форму первичному капоту, который охватывает двигатель, что позволяет свести к минимуму аэродинамическое сопротивление силовой установки, в частности, в случае присоединения силовой установки снаружи летательного аппарата, и особенно тогда, когда она расположена под крылом или в задней части фюзеляжа.

Помимо того, что гондола служит для размещения двигателя и направления потоков, в ней, как правило, размещен ряд вспомогательных устройств, необходимых для ее функционирования и выполняющих различные функции в то время как двигатель работает или находится в отключенном состоянии.

Существуют три основных типа встраиваемых в гондолу вспомогательных приводных систем: с радиальным размыканием капотов для целей техобслуживания турбореактивного двигателя, с выдвиганием и убиранием подвижных капотов реверсора тяги, а также с радиальным размыканием двух половин реверсора тяги для выполнения более сложных операций техобслуживания самого двигателя.

В этой связи известны конструкции гондол, которые образованы из двух половин, выполненных с возможностью размыкания и возможностью соединения с первичным капотом, охватывающим двигатель. Такие гондолы широко известны под названием «тракт - С», в отличие от гондол типа «тракт - О», не имеющих съемных половин.

Конструкции типа «тракт-С » обладают тем преимуществом, что в них обеспечен легкий доступ к двигателю для выполнения операций техобслуживания на земле после разблокирования систем фиксации положения половин, а затем их поворота вокруг продольной оси вблизи стойки или пилона, с помощью которого гондола крепится к крылу или фюзеляжу. Соединение половин друг с другом осуществляется в нижней части с помощью специальных фиксирующих средств.

Поскольку в настоящее время операции техобслуживания и капитального ремонта проводят сравнительно часто, необходимо обеспечить быстрый и легкий доступ к двигателю. Гондолы типа «тракт-С» полностью отвечают этому требованию.

Тем не менее, отвечая требованиям быстрого и легкого доступа к двигателю, современные системы размыкания посредством поворота половин гондолы должны также удовлетворять особым критериям по прочности, а стоимость их разработки и производства не должна быть существенной.

Если говорить более конкретно, при воздействии на турбореактивный двигатель нагружающего давления первичный капот и внешняя конструкция, формирующие проточный тракт, испытывают деформирующие напряжения, сосредотачивающиеся на линиях концевых присоединений, а именно на продольной оси, вокруг которой поворачивается одна из половин, и на нижней продольной оси, на уровне которой расположены фиксирующие средства, обеспечивающие фиксацию положения двух половин.

Кроме этого, для размыкания половин требуется наличие внутри гондолы специальных подъемных устройств, а также соединительных тяг, позволяющих надежно закрепить половины в разомкнутом положении. Но дело в том, что указанные элементы имеют довольно значительную массу и занимают много места.

Еще один недостаток заключается в том, что охватывающий двигатель первичный капот и внешний конструктивный элемент должны иметь возможность одновременного размыкания и, соответственно, должны быть соединены друг с другом. Это достигается с помощью специального соединительного участка, выполняемого с возможностью поворота, на котором крепятся образующие гондолу конструктивные элементы. Это утяжеляет всю систему и затрудняет сборку гондолы.

Последние технологические достижения позволили разработать двигатели, для которых проведение операций капитального ремонта или серьезного техобслуживания требуется только по истечении одной трети срока службы турбореактивного двигателя применительно к самолетам, осуществляющим ближние и дальние перевозки. По этой причине операции техобслуживания проводятся менее часто и, следовательно, возникает потребность в новой системе крепления элементов гондолы.

Наконец, в современных двигателях наблюдается тенденция к увеличению размеров встраиваемых в них вентиляторов, что приводит к тому, что часть двигателя, расположенная за вентилятором, имеет вид «осиной талии». Это означает наличие большей гибкости конструктивных элементов, более чувствительных к деформациям, которые приходится, следовательно, крепить более надежно. В существующих конструкциях гондол оказывается необходимым предусматривать значительный зазор между внутренними лопастями двигателя и охватывающей их конструкцией гондолы, с тем чтобы предотвратить даже малейший контакт этих двух элементов во время полета.

Указанные проблемы могут быть, по меньшей мере, частично решены с помощью различных существующих систем крепления. Можно, в частности, назвать системы, описанные в документах GB 2151995, US 6340135, ЕР 0361901 или ЕР 1488999. Однако и эти системы остаются относительно жесткими.

Целью настоящего изобретения является разработка усовершенствованной системы, не имеющей перечисленных выше недостатков, и, в частности, системы крепления, которая обладала бы большей устойчивостью к деформациям и позволяла бы в то же время упростить проведение операций техобслуживания.

Поставленная цель достигается с помощью системы крепления, по меньшей мере, одного составного элемента гондолы турбореактивного двигателя на соединительном пилоне, к которому прикреплена гондола, содержащей по меньшей мере одну зону соединения, образованную составным элементом и выполненную с возможностью взаимодействия с по меньшей мере одной дополняющей зоной соединения, образованной пилоном, и средства крепления, образующие вместе с дополняющими средствами крепления жесткое и разъемное соединение между указанным составным элементом и пилоном, причем указанная система крепления отличается тем, что средства крепления и дополняющие средства крепления выполнены с возможностью небольшого поворота относительно друг друга.

Таким образом, благодаря тому, что предлагаемая система является жесткой и разъемной, отпадает необходимость в использовании подвижного крепления, обеспечивающего размыкание составных элементов, при этом доступ для проведения операций техобслуживания осуществляют путем демонтажа системы крепления и снятия составных элементов гондолы. Механические средства типа системы подъема, обеспечивающие перемещение этих элементов, независимы от гондолы и, следовательно, включение их в ее состав больше не требуется. Кроме того, различные элементы можно монтировать и демонтировать независимо друг от друга, что позволяет устранить часть соединительных элементов, и, в частности, уменьшить размеры и массу соединительных зон. Затраты на устройства для проведения техобслуживания, необходимые для снятия составных элементов гондолы, с лихвой компенсируются устранением подъемных устройств для размыкания и фиксации, не считая других возможных упрощений конструкции. Следует также отметить, что благодаря жесткому креплению снижается риск контакта двух элементов друг с другом и, соответственно, появляется возможность уменьшения зазора между элементами.

Кроме того, благодаря использованию средств крепления, выполненных с возможностью небольшого поворота относительно друг друга, система крепления обладает повышенной устойчивостью к деформациям, а также предусматривает возможность более легкого монтажа и демонтажа.

В соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, средства крепления содержат по меньшей мере одну соединительную арматуру.

В соответствии со вторым вариантом осуществления, средства крепления содержат по меньшей мере одну направляющую, выполненную с возможностью взаимодействия с соответствующим рельсом.

В соответствии с третьим вариантом осуществления, средства крепления содержат по меньшей мере один болт, выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим отверстием.

В соответствии с четвертым вариантом осуществления, средства крепления представляют собой соединительные планки, прикрепленные к составному элементу и установленные с возможностью прохождения через соединительный пилон.

Совершенно очевидно, что при необходимости возможны различные комбинации рассмотренных вариантов.

Предметом изобретения является также гондола турбореактивного двигателя для размещения в ней авиационного двигателя, образованная конструктивным элементом, содержащим по меньшей мере две половины, и отличающаяся тем, что каждая половина содержит систему крепления согласно изобретению.

Предпочтительно, гондола содержит внутренний конструктивный элемент, охватывающий двигатель, и внешний конструктивный элемент, который вместе с внутренним конструктивным элементом определяет границы проточного тракта, и отличается тем, что половины, по меньшей мере, одного из конструктивных элементов - внутреннего и/или внешнего - снабжены системой крепления согласно изобретению. Целесообразно, чтобы половины обоих конструктивных элементов были снабжены системой крепления согласно изобретению.

Целесообразно также, чтобы половины внутреннего конструктивного элемента содержали средства крепления, выполненные с возможностью взаимодействия с дополняющими фиксирующими средствами, прикрепленными к корпусу вентилятора.

В соответствии с предпочтительным вариантом, гондола содержит опорную поверхность, расположенную за двигателем и служащую в качестве контактной поверхности между указанным двигателем и внутренним конструктивным элементом.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом, по меньшей мере, одна из половин внешнего конструктивного элемента содержит, по меньшей мере, один смотровой лючок.

Сущность изобретения станет более понятной при чтении нижеследующего детального описания, которое приведено со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

на фиг.1 показано схематическое изображение поперечного сечения, иллюстрирующее общую конструкцию гондолы;

на фиг.2 и 3 в аксонометрии показана гондола, содержащая систему крепления, известную из уровня техники, содержащую съемную систему крепления;

на фиг.4 показано поперечное сечение частичного вида половин внутреннего конструктивного элемента в зоне их крепления в нижней части;

на фиг.5 показано поперечное сечение частичного вида половин внутреннего конструктивного элемента в зоне их крепления в верхней части;

на фиг.6-11 показаны различные способы крепления половин внутренних конструктивных элементов в верхней части в соответствии с другими вариантами осуществления настоящего изобретения;

на фиг.12-15 показаны различные способы крепления половин внешних конструктивных элементов в верхней части в соответствии с другими вариантами осуществления настоящего изобретения;

на фиг.16 показано продольное сечение частичного вида, иллюстрирующее один из вариантов реализации крепления внутреннего конструктивного элемента.

Представленная на фиг.1 и 2 гондола 1 согласно изобретению предназначена для размещения в ней двухконтурного турбореактивного двигателя (не показан).

Гондола 1 содержит воздухозаборное устройство, расположенное перед двигателем, средства реверсирования тяги (не показаны) в центральной части и выходное сопло (не показано), выходное отверстие которого расположено за двигателем.

Гондола 1 состоит из двух половин, собранных таким образом, чтобы придать гондоле форму трубы, охватывающей двигатель, и содержит внутренний конструктивный элемент 2, или первичный капот, охватывающий конструкцию двигателя, и внешний конструктивный элемент 3, определяющий вместе с внутренним конструктивным элементом 2 границы внутреннего кольцевого канала 4 (так называемого проточного тракта) для прохода вторичного потока, создаваемого двигателем.

Внутренний конструктивный элемент 2 может также содержать стенку, придающую обтекаемую форму внешней поверхности двигателя с целью минимизации аэродинамического сопротивления силовой установки.

Подобная гондола 1 выполнена с возможностью крепления к пилону 5, обеспечивая соединение силовой установки с самолетом. Пилон 5, как правило, расположен под крылом, проходит в гондолу 1 и крепится в двигателе. Имеются боковые конструктивные элементы 6, служащие обтекателями для пилона 5 и элементов, обеспечивающих соединение самолета, а точнее крыла, под которым крепится пилон 5, с двигателем. Эти боковые конструктивные элементы 6, обеспечивающие обтекание, проходят через внешний конструктивный элемент 3 и тракт 4 до внутреннего конструктивного элемента 2, где для обеспечения герметичности может быть дополнительно использовано специальное уплотнение. Указанные боковые конструктивные элементы 6 предусматривают их использование в качестве обтекателей и/или укрепляющих конструкций для самого пилона 5. Они могут быть прикреплены к пилону 5 или выполнены с ним как единое целое. Понятие «пилон», взятое в широком смысле, включает в себя и эти боковые конструктивные элементы 6.

На фиг.1 и 2 проиллюстрирован один из вариантов осуществления крепления половин 2а, 2b внутреннего конструктивного элемента 2 и половин 3а, 3b внешнего конструктивного элемента 3. На последующих чертежах показаны другие способы крепления. Согласно изобретению, все элементы крепления установлены таким образом, чтобы обеспечить возможность движения половин друг относительно друга. Если говорить более конкретно, то каждая система крепления содержит средства крепления, выполненные с возможностью взаимодействия с дополняющими средствами крепления и с возможностью небольшого поворота друг относительно друга. Можно предусмотреть средства крепления, выполненные с возможностью поворота, то есть конструкция которых предусматривает средства, обеспечивающие возможность их поворота подобным образом, либо использовать дополняющие средства поворота.

Две половины 2а, 2b внутреннего конструктивного элемента 2 соединены друг с другом по нижней продольной оси и верхней продольной оси.

Соединение двух половин 2а, 2b по нижней продольной оси осуществлено посредством совмещения взаимодополняющих форм и фиксации с помощью болтового крепления. Этот тип соединения общеизвестен.

Для получения большей конструктивной целостности при прохождении по тракту вторичного воздушного потока внутренний конструктивный элемент 2 должен иметь наибольшую площадь своей закрытой части. В верхней области две половины 2а, 2b могут иметь (см. фиг.2) гребенчатую структуру с выступами 7, которые являются продолжениями каждой из половин 2а, 2b и проходят вокруг конструкции пилона 5. Как видно на фиг.5, каждый выступ 7 каждой половины 2а, 2b заканчивается соединительной арматурой 8, которая имеет верхний фланец 8а и нижний фланец 8b, скрепленные болтами, соответственно, с верхним фланцем 8а и нижним фланцем 8b соединительной арматуры 8 соответствующего выступа 7 второй половины 2b, 2а, что позволяет зафиксировать соединение двух половин 2а, 2b.

Доступ к нижним фланцам 8b осуществляют посредством отверстий, границы которых определены выступами 7 и необходимых для прохождения пилона 5 и других имеющихся в этой зоне элементов.

Поверхности внутреннего конструктивного элемента 2, перекрывающиеся с пилоном 5, могут при необходимости выполнять функцию зоны соединения с пилоном.

Две половины внешнего конструктивного элемента 3 независимы от внутреннего конструктивного элемента 2 и также соединены друг с другом по нижней продольной оси и верхней продольной оси.

В нижней части одна из половин 3а, 3b имеет гнезда 9, выполненные в толще внешнего конструктивного элемента 3 вдоль нижней продольной оси, а вторая, ответная, половина 3b, 3а снабжена соответствующим выступающим элементом (не показан), который выполнен с возможностью вхождения в соответствующее ему гнездо 9 и фиксации в нем. Фиксацию осуществляют путем соединения каждого выступающего элемента со второй половиной 3а, 3b.

В верхней части каждая половина 3а, 3b соединена с пилоном 5 с помощью соединительных планок 10, установленных таким образом, что они проходят через пилон 5 и боковые обтекательные конструктивные элементы 6, причем первый конец (не показан) каждой планки 10 вставлен в гнездо (не показано), выполненное в толще одной половины 3а, 3b, а второй конец 10' вставлен в соответствующее гнездо, выполненное в толще второй половины 3b, 3а. Каждый конец соединительных планок 10 прикреплен к соответствующей половине 3а, 3b посредством штифтового или болтового соединения, причем указанное крепление выполнено с возможностью обеспечения бокового поворота каждой половины 3а, 3b относительно пилона.

Несмотря на то, что в рассматриваемом варианте осуществления внешний конструктивный элемент 3 прикреплен к пилону 5, он не имеет непосредственного соединения ни с пилоном, ни с остальной частью конструкции гондолы 1 и, в частности, полностью независим от внутреннего конструктивного элемента 2.

Поэтому в ходе проведения техобслуживания, требующего размыкания гондолы 1, достаточно лишь разомкнуть элементы крепления и снять половины 3а, 3b, 2а, 2b. В отличие от традиционных гондол с боковым размыканием, здесь нет необходимости предусматривать подъемные устройства для радиального подъема половин 3а, 3b, 2а, 2b, а также обеспечивать жесткую связь половин 3а, 3b внешнего конструктивного элемента 3 с половинами 2а, 2b внутреннего конструктивного элемента 2. Благодаря тому, что половины 3а, 3b выполнены с возможностью небольшого поворота вокруг средств крепления, указанное снятие облегчается.

Для проведения менее сложных работ по техническому обслуживанию можно предусмотреть выполнение во внешнем конструктивном элементе 3 специальных лючков.

Следует заметить, что для гондолы 1 можно предусмотреть выполнение лишь части описанной выше конструкции, например промежуточной части реверсоров тяги, причем при снятии этой части обеспечивают доступ к остальным узлам гондолы 1.

На фиг.6-11 представлены не имеющие ограничительного характера альтернативные способы крепления двух половин 2а, 2b, образующих внутренний конструктивный элемент 2. Хотя приведенные способы крепления показаны, в основном, применительно к половине 2а, они вполне применимы и к половине 2b. Разумеется, эти способы крепления можно в случае необходимости комбинировать друг с другом. В соответствии с этим же изобретением, различные рассматриваемые здесь средства крепления могут при необходимости комбинировать со средствами обеспечения небольшого поворота, в том случае, если их конструкция сама по себе не предусматривает такой возможности.

На фиг.6 показано крепление одной из половин 2а внутреннего конструктивного элемента 2 непосредственно к боковому элементу 11, являющемуся продолжением пилона 5, с помощью болта 12. Имеется уплотнение 13, обеспечивающее герметичность между половиной 2а внутреннего конструктивного элемента 2 и бокового обтекательного конструктивного элемента 6 пилона 5.

На фиг.7 показано крепление одной из половин 2а внутреннего конструктивного элемента 2 к боковому обтекательному конструктивному элементу 6, объединенному с пилоном 5, с помощью соединительной арматуры 14. Следует отметить, что соединительная арматура 14 может быть выполнена либо локальной, сплошной по всей длине половины 2а, либо, альтернативно, изготовлена из нескольких отдельных элементов. В соответствии с изобретением, в зависимости от того, для крепления какой половины внутренней или внешней она предназначена, предусмотрена возможность ее установки на средствах поворота.

На фиг.8 показано присоединение половины 2а с помощью продольного рельса 15, выполненного с возможность взаимодействия с соответствующей направляющей 16 пилона 5. Совершенно очевидно, что направляющая 16 и рельс 15 могут быть с равным успехом помещены как на пилоне 5, так и на половине 2а. Система «рельс 15 - направляющая 16», которая в данном примере помещена под боковым конструктивным элементом 6 на его продолжении, может быть в соответствии с альтернативным вариантом установлена сбоку на пилоне 5, как показано на фиг.12 применительно к половине 3а внешнего конструктивного элемента 3. Согласно изобретению, систему «рельс 15 - направляющая 16» выполняют с таким профилем, чтобы обеспечивать небольшой поворот рельса 15 в направляющей 16 или направляющей 16 вокруг рельса 15.

На фиг.9 показано крепление половины 2а с помощью шарнирного соединения 17, обеспечивающего возможность небольшого движения половины 2а относительно всей конструкции гондолы 1 с целью облегчения ее снятия и повышения устойчивости обеих половин к деформациям. Вращение ограничено посредством специального упорного элемента 17а.

На фиг.10 показано крепление с использованием конструктивной целостности в зоне расположения пилона 5. В частности, каждая половина 2а, 2b приходит в соприкосновение с соответствующим боковым конструктивным элементом 6 через уплотнение 18, которое является ее продолжением и обеспечивает герметичность внутреннего конструктивного элемента 2. Прикрепление осуществляется с помощью поперечного кронштейна 19, проходящего по обе стороны от пилона 5, к которому он прикреплен в точке 20, при этом на концах указанного поперечного кронштейна 19 имеются ушки 21, соединенные болтами с соответствующими ушками 22, прикрепленными к соответствующей половине 2а, 2b. На фиг.11 показано также прикрепление с использованием конструктивной целостности, но без применения поперечного кронштейна 19. Здесь каждая половина 2а, 2b прикреплена к боковым конструктивным элементам 6 пилона 5 посредством ушек 23, 24 и болтов, прикрепленных к боковому конструктивному элементу 6 и к половине 2а, 2b соответственно.

На фиг.12-15 представлены не имеющие ограничительного характера альтернативные способы крепления половин 3а, 3b внешнего конструктивного элемента. Хотя приведенные способы крепления проиллюстрированы, в основном, применительно к половине 3а, они вполне применимы и к половине 3b. Различные представленные здесь средства крепления предусматривают возможность их использования совместно со специальными средствами для обеспечения поворота. Разумеется, эти способы крепления предусматривают при необходимости возможность их комбинирования друг с другом, а также со средствами крепления внутреннего конструктивного элемента 2.

На фиг.12 показано крепление с помощью направляющей 25, выполненной в половине 3а внешнего конструктивного элемента 3 и взаимодействующей с продольным рельсом 26, который жестко связан с боковым конструктивным элементом 6 пилона 5, закрепленным на одной из его сторон напротив половины 3а внешнего конструктивного элемента 3.

На фиг.13 показано крепление с помощью горизонтального стержня 27, вставленного в соединительную арматуру 28, жестко связанную с пилоном 5. Разумеется, вся конструкция может быть также смонтирована на пилоне 5 или на половине 3а внешнего конструктивного элемента 3.

На фиг.14 показано крепление с помощью непосредственного болтового соединения между половиной 3а внешнего конструктивного элемента 3 и боковым обтекательным конструктивным элементом 6 или пилоном 5 с помощью соединительных арматур 29. Совершенно очевидно, что соединительные арматуры 29 могут быть с равным успехом прикреплены как к пилону 5, так и к половине 3а.

На фиг.15 показана возможность крепления каждой половины 3а, 3b внешнего конструктивного элемента 3 к пилону 5 или к боковому обтекательному конструктивному элементу 6 с помощью фиксирующих средств 30. Кроме того, если две половины 3а, 3b выступают вперед или назад относительно пилона 5, то обе половины могут быть непосредственно связаны друг с другом с помощью этих средств.

Очевидно, что все способы крепления, описанные выше применительно к половинам 2а, 2b внутреннего конструктивного элемента 2 и к половинам 3а, 3b внешнего конструктивного элемента 3, не следует понимать как ограничивающиеся лишь указанными половинами 2а, 2b, 3а, 3b. Эти способы предусматривают возможность простого комбинирования друг с другом.

На фиг.16 показан продольный разрез, иллюстрирующий способ крепления внутреннего конструктивного элемента 2, который может являться или не являться дополнением к ранее рассмотренному способу крепления. В соответствии с показанной здесь конфигурацией, внутренний конструктивный элемент 2 закреплен с помощью ряда болтов 31 на фланце 32, прикрепленном к корпусу 34 вентилятора. Могут использовать другие способы соединения, например охват по периферии внутреннего конструктивного элемента между кромкой, соединенной с внутренним конструктивным элементом 2 и приемным фланцем, соединенным с двигателем (или наоборот), или, в качестве альтернативы, ряд фиксирующих средств.

Для того чтобы уменьшить деформационные напряжения, воздействующие на конструктивный элемент 2, этот конструктивный элемент должен опираться в задней части на опорную поверхность 33, охватывающую двигатель 35 и обеспечивающую относительное расширение между двумя элементами без формирования в них напряжений. Наличие такой опорной поверхности, с одной стороны, дополняет конструкцию двигателя 35, а с другой стороны, позволяет оптимизировать массу некоторых элементов конструкции. Указанная опорная поверхность 33 может быть сплошной или несплошной по периферии, частичной, упругой или жесткой.

Несмотря на то, что изобретение было описано выше применительно к конкретным примерам осуществления, совершенно очевидно, что оно ими никоим образом не ограничивается и охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных средств, а также их сочетания, при условии, что они подпадают под объем изобретения. Следует, в частности, отметить, что изобретение не ограничивается частями конструктивного элемента, охватывающего средства реверсирования тяги, а может относиться также к капоту, охватывающему корпус вентилятора, а при необходимости - и к любому капоту, образующему гондолу.

1. Система крепления, по меньшей мере, одного составного элемента (2а, 2b, 3а, 3b) гондолы (1) турбореактивного двигателя на соединительном пилоне (5), к которому прикреплена гондола, содержащая, по меньшей мере, одну зону соединения, образованную составным элементом и выполненную с возможностью взаимодействия с, по меньшей мере, одной дополняющей зоной соединения, образованной пилоном, и средства крепления (10, 12, 14-16, 21-30), образующие вместе с дополняющими средствами крепления жесткое и разъемное соединение между указанным составным элементом и пилоном, отличающаяся тем, что средства крепления и дополняющие средства крепления выполнены с возможностью небольшого поворота относительно друг друга.

2. Система крепления по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления содержат, по меньшей мере, одну соединительную арматуру (14, 29).

3. Система крепления по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления содержат, по меньшей мере, одну направляющую (16, 26), выполненную с возможностью взаимодействия с соответствующим рельсом (15, 25).

4. Система крепления по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления содержат, по меньшей мере, один болт (12), выполненный с возможностью взаимодействия с соответствующим отверстием.

5. Система крепления по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления представляют собой соединительные планки (10), прикрепленные к составному элементу (3а, 3b) и свободно проходящие через соединительный пилон (5).

6. Гондола (1) турбореактивного двигателя для размещения в ней авиационного двигателя, образованная конструктивным элементом (2, 3), содержащим, по меньшей мере, две половины (2а, 2b, 3а, 3b), отличающаяся тем, что каждая половина содержит систему крепления по любому из пп.1-5.

7. Гондола (1) турбореактивного двигателя по п.6, отличающаяся тем, что она содержит внутренний конструктивный элемент (2), охватывающий двигатель, и внешний конструктивный элемент (3), который вместе с внутренним конструктивным элементом (2) определяет границы проточного тракта (4), и тем, что половины (2а, 2b, 3а, 3b), по меньшей мере, одного из конструктивных элементов - внутреннего и/или внешнего - снабжены системой крепления по любому из пп.1-5.

8. Гондола (1) по п.7, отличающаяся тем, что половины (2а, 2b, 3а, 3b) обоих конструктивных элементов (2, 3) снабжены системой крепления по любому из пп.1-5.

9. Гондола (1) по п.7 или 8, отличающаяся тем, что половины (2а, 2b) внутреннего конструктивного элемента (2) содержат фиксирующие средства (31), выполненные с возможностью взаимодействия с дополняющими фиксирующими средствами (32), прикрепленными к корпусу вентилятора.

10. Гондола (1) по п.7 или 8, отличающаяся тем, что гондола содержит опорную поверхность (33), расположенную за двигателем и служащую в качестве контактной поверхности между указанным двигателем и внутренним конструктивным элементом (2).

11. Гондола (1) по п.6 или 8, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна из половин (3а, 3b) внешнего конструктивного элемента (3) содержит, по меньшей мере, один смотровой лючок.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок. .

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

Изобретение относится к устройству управления приводами техобслуживания капотов гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата, а также к гондоле, снабженной таким устройством
Наверх