Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки



Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки

 


Владельцы патента RU 2438931:

СНЕКМА (FR)

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно к силовой установке самолета и цилиндрической конструкции гондолы силовой установки. Силовая установка содержит двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу (10) двигателя, которая закреплена на его промежуточном кожухе и которая ограничивает кольцевое пространство, предназначенное для протекания вторичного потока газов вокруг этого турбореактивного двигателя. Гондола содержит заднюю по потоку конструкцию (16), состоящую из двух частей, одна из которых представляет собой неподвижный каркас (26), содержащий средства (20) крепления органов (22, 24) подвески двигателя к некоторой части (18) самолета, а также средства крепления к промежуточному кожуху двигателя. Другая часть представляет собой подвижную часть (40), установленную на неподвижном каркасе (26) и выполненную с возможностью перемещения между рабочим положением и положением открытия. Технический результат заключается в уменьшении габаритов силовой установки и гондолы летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к интегрированной силовой установке для самолета, имеющей в своем составе двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий гондолу, закрепленную на промежуточном кожухе двигателя и ограничивающую пространство течения вторичного газового потока вокруг турбореактивного двигателя, причем этот вторичный газовый поток предназначен для создания более чем 80% общей тяги.

Двигатель самолета обычно подвешивается под крылом, или на части фюзеляжа, или на части хвостового оперения самолета при помощи опорного пилона, который представляет собой высокопрочный конструктивный элемент с большой массой, закрепляемый на двигателе в нескольких точках при помощи узлов подвески, через которые проходят все усилия, передаваемые между двигателем и самолетом.

Крепление двигателя при помощи пилона и узлов подвески связано также со смещением линии восприятия тяги по отношению к оси двигателя, которое влечет за собой общий изгиб линии кожухов двигателя. Кроме того, пилон закрепляется на двигателе при помощи опорных элементов, которые проходят сквозь канал течения вторичного потока газов внутри гондолы и частично перегораживают этот канал, что приводит к необходимости увеличения соответствующим образом радиальных размеров гондолы двигателя при том, что конструкторы самолетов в принципе стремятся уменьшить эти размеры, в частности, для двухконтурных турбореактивных двигателей, обладающих высокой степенью двухконтурности.

Объектом предлагаемого изобретения является силовая установка описанного выше типа, которая позволяет устранить отмеченные недостатки, присущие устройствам из существующего уровня техники в данной области, достаточно простым, эффективным и экономичным образом, и которая позволяет, кроме того, облегчить проведение операций технического обслуживания, периодически выполняемых на двигателе.

Для решения поставленных задач в данном изобретении предлагается интегрированная силовая установка для самолета, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу двигателя, которая закреплена на его промежуточном кожухе и ограничивает кольцевое пространство течения вторичного потока газов вокруг этого турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что гондола содержит заднюю по потоку конструкцию, состоящую из двух частей, причем одна из этих частей представляет собой неподвижный каркас, содержащий средства крепления органов подвески двигателя к некоторой части самолета, а также средства крепления к промежуточному кожуху двигателя, а другая часть представляет собой подвижную часть, установленную на упомянутом неподвижном каркасе и выполненную с возможностью перемещения между рабочим положением, в котором эта подвижная часть прижимается к неподвижному каркасу для обеспечения функционирования двигателя, и положением открытия, в котором эта подвижная часть удаляется от неподвижного каркаса для обеспечения возможности доступа к компонентам двигателя, причем предусмотрены специальные средства блокировки для закрепления этой подвижной части на неподвижном каркасе в рабочем положении для повышения жесткости задней по потоку конструкции гондолы двигателя и улучшения условий передачи усилий от двигателя к самолету.

Эта задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы двигателя, называемая в существующем уровне техники "ОFS" (или "Оutеr Fiхеd Struсturе"), имеет жесткость, которая позволяет обеспечить передачу усилий между двигателем и самолетом. Крепление этой конструкции на промежуточном кожухе двигателя позволяет ей интегрально удерживать двигатель и отказаться от применения опорного пилона, используемого в существующем уровне техники, который в данном случае заменяется значительно менее тяжеловесными средствами подвески к самолету, что обеспечивает значительный выигрыш в весе. Кроме того, конфигурация упомянутой задней по потоку конструкции гондолы двигателя, состоящей из двух частей, одна из которых является подвижной, обеспечивает доступ к внутренним компонентам турбореактивного двигателя для их технического обслуживания без необходимости демонтировать всю совокупность этой задней по потоку цилиндрической конструкции.

Упомянутая подвижная часть может иметь возможность вращательного перемещения и/или поступательного перемещения по отношению к упомянутой неподвижной конструкции.

Предпочтительно, чтобы упомянутая подвижная часть была образована двумя полуцилиндрическими решетчатыми фермами, шарнирно закрепленными на неподвижном каркасе относительно продольных осей, позволяющих обеспечить перемещение этих ферм между их рабочим положением и их положением, предназначенным для осуществления технического обслуживания. Панели обтекателей или капотов устанавливаются на этих решетчатых фермах и образуют наружную направляющую стенку для вторичного газового потока, создаваемого вентилятором турбореактивного двигателя.

Турбореактивный двигатель в соответствии с предлагаемым изобретением может быть оборудован устройством реверсирования тяги или может не иметь такого устройства. В первом случае две полуцилиндрические решетчатые конструкции имеют такую конфигурацию, чтобы вторичный газовый поток, создаваемый вентилятором, мог быть отклонен через эти решетчатые конструкции в процессе функционирования устройства реверсирования тяги. Панели обтекателей или капотов, установленные на двух этих полуцилиндрических решетчатых конструкциях, при этом имеют возможность поступательного перемещения между передним по потоку положением, в котором они перекрывают ажурные части двух решетчатых конструкций, и задним по потоку положением, в котором они освобождают эти ажурные части и обеспечивают возможность функционирования устройства реверсирования тяги.

В соответствии с предлагаемым изобретением упомянутые решетчатые конструкции имеют возможность открываться на угол, величина которого заключена в диапазоне от 40 градусов до 180 градусов, по отношению к упомянутому неподвижному каркасу для того, чтобы обеспечить удобный доступ к внутренней части двигателя в процессе его технического обслуживания.

Предлагаемое изобретение относится также к задней по потоку цилиндрической конструкции гондолы интегрированной силовой установки описанного выше типа, отличающейся тем, что эта конструкция имеет в своем составе две части, одна из которых представляет собой неподвижный каркас, содержащий средства крепления органов подвески двигателя на некоторой части самолета, а также средства крепления на промежуточном кожухе двигателя, а другая часть представляет собой подвижную часть, установленную на неподвижном каркасе и образованную двумя полуцилиндрическими решетчатыми конструкциями, шарнирно закрепленными относительно двух продольных осей на упомянутом неподвижном каркасе.

Целесообразно, чтобы обе полуцилиндрические решетчатые конструкции имели сквозные отверстия, а панели обтекателей или капотов были установлены с возможностью скольжения в продольном направлении на этих решетчатых конструкциях.

В общем случае силовая установка в соответствии с предлагаемым изобретением может быть закреплена при помощи упомянутых выше средств на любой части самолета, например, под крылом, на крыле, на конструкции, интегрированной в крыло, на фюзеляже или на хвостовом оперении самолета.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из описания не являющегося ограничительным примера его осуществления, приводимого со ссылками на чертежи, в числе которых:

- Фиг.1 представляет собой схематический вид сбоку системы в соответствии с предлагаемым изобретением;

- Фиг.2 представляет собой схематический вид в изометрии с частичным вырывом системы в соответствии с предлагаемым изобретением в положении технического обслуживания;

- Фиг.3 представляет собой схематический вид сбоку и в частичном разрезе системы, показанной на фиг.2, в положении функционирования;

- Фиг.4 представляет собой другой схематический вид в изометрии и без частичного вырыва системы, показанной на фиг.2 и 3, в положении технического обслуживания;

- Фиг.5 представляет собой другой схематический вид в изометрии системы, показанной на фиг.4.

Силовая установка с двухконтурным турбореактивным двигателем, которая схематически представлена на фиг.1, содержит гондолу 10 цилиндрической формы, которая охватывает диск вентилятора в своей передней по потоку части, и турбореактивный двигатель, заднюю часть которого можно видеть на фиг.1, причем диск вентилятора приводится во вращательное движение при помощи турбины турбореактивного двигателя, как это хорошо известно специалисту в данной области техники.

В процессе функционирования двигателя вентилятор создает вторичный поток воздуха, который протекает внутри гондолы 10 в направлении назад вокруг турбореактивного двигателя и который обеспечивает 80% общей тяги двигателя. Часть воздуха, входящая в двигатель, питает входной компрессор турбореактивного двигателя, после чего смешивается с топливом в камере сгорания. Газообразные продукты сгорания этой смеси, выходящие из камеры сгорания, проходят через турбину, после чего выбрасываются в выхлопной кожух и выходят из турбореактивного двигателя, как это схематически показано стрелкой Р на фиг.1, где соседняя стрелка S обозначает выход из двигателя вторичного газового потока.

Гондола 10 двигателя содержит переднюю по потоку цилиндрическую часть 12, называемую каналом воздухозаборника, промежуточную цилиндрическую часть 14, образованную капотами, установленными на промежуточном кожухе двигателя, и заднюю по потоку цилиндрическую часть 16, обычно называемую "ОFS" (или Оutеr Fiхеd Struсturе), которая в соответствии с предлагаемым изобретением представляет собой структурирующую часть, обеспечивающую передачу усилий и служащую для крепления двигателя на несущей конструкции 18, представляющей собой, например, крыло самолета.

Задняя по потоку часть 16 гондолы двигателя содержит, как об этом более подробно будет сказано ниже, панели капотов, закрепленные на каркасе, который содержит в своей верхней части продольную балку 20, служащую для крепления рычагов или тяг 22, 24 подвески двигателя на несущей конструкции 18. Эти органы подвески 22, 24 образуют жесткую и не поддающуюся деформации систему в том случае, когда их концы закреплены на балке 20 и на несущей конструкции 18.

Такой способ крепления двигателя на той или иной части самолета позволяет отказаться от использования традиционного пилона, применяемого в существующем уровне техники и представляющего собой достаточно тяжелую конструкцию, точки крепления которой на двигателе создают деформации каркаса и частично перекрывают проходное сечение для вторичного газового потока в гондоле 10, что приводит к необходимости увеличения диаметра этой гондолы и представляет собой определенный недостаток.

Как показано на фиг.2, несущая конструкция или каркас 26 задней по потоку цилиндрической части 16 гондолы двигателя содержит передний по потоку кольцевой фланец 28, при помощи которого эта цилиндрическая часть может быть закреплена на по меньшей мере одном участке периферийной части наружного кольцевого фланца 30 промежуточного кожуха двигателя, причем это крепление осуществляется при помощи болтового соединения, проходящего по меньшей мере на 180° вокруг оси двигателя и предпочтительно 360°, то есть по всей окружности кольцевого фланца 30.

Опорная конструкция 26 содержит также заднюю по потоку кольцевую часть 32, которая связана с передним по потоку кольцевым фланцем 28 при помощи упомянутой выше продольной балки 20, и при помощи нижней продольной стойки 34, диаметрально противоположной по отношению к балке 20. Задняя по потоку кольцевая часть 30 может быть связана при помощи соединительных тяг или рычагов 36 с задней по потоку концевой частью цилиндрической оболочки 38, обычно называемой в существующем уровне техники IFS (или Innеr Fiхеd Struсturе) и образующей внутреннюю направляющую поверхность для вторичного газового потока.

Внутренняя цилиндрическая оболочка 38 может представлять собой жесткую конструкцию, передний по потоку конец которой закреплен при помощи болтового соединения на внутреннем кольцевом фланце промежуточного кожуха двигателя, и служит также для уменьшения деформаций каркаса.

Задняя по потоку цилиндрическая часть 16 гондолы двигателя содержит, в соответствии с предлагаемым изобретением, упомянутую выше опорную конструкцию или каркас 26, который устанавливается фиксированно на двигатель, и другую часть, которая имеет возможность перемещаться по отношению к первой части и установлена на этой первой части, причем эта другая часть образована, согласно варианту осуществления, схематически представленному на фиг.2, двумя полуцилиндрическими решетчатыми конструкциями 40, которые шарнирно связаны одним из своих концов с балкой 20 относительно продольных осей, по одну и по другую стороны от этой балки. Каждая решетчатая конструкция 40 имеет возможность поворачиваться относительно своей оси шарнирного соединения на некоторый угол, величина которого заключена в диапазоне примерно от 40° до 180°, для того, чтобы обеспечить доступ к внутренней цилиндрической оболочке 38 и к турбореактивному двигателю с целью облегчения выполнения технического обслуживания двигателя, располагающегося под крылом самолета.

В том случае когда двигатель не оборудован устройством реверсирования тяги, каждая решетчатая конструкция 40 может содержать ту или иную опорную конструкцию или каркас, на которой закрепляются панели капотов или обтекателей.

В том случае когда двигатель имеет в своем составе устройство реверсирования тяги, упомянутые решетчатые конструкции могут нести на себе это устройство реверсирования тяги и могут быть образованы ажурным каркасом 42, формирующим решетчатую конструкцию, позволяющую обеспечить крепление решеток устройства реверсирования тяги и панелей 44 капотов, устанавливаемых снаружи на этом каркасе таким образом, чтобы иметь возможность скользить на нем в продольном направлении между передним по потоку положением, в котором они перекрывают выходную решетку устройства реверсирования тяги, и задним по потоку положением, в котором они освобождают эту выходную решетку таким образом, чтобы обеспечить возможность функционирования устройства реверсирования тяги двигателя.

Средства блокировки известного типа, такие, например, как устройства с крюками, с зажимными губками или с защелками, предусматриваются для того, чтобы обеспечить неподвижное удержание полуцилиндрических решетчатых конструкций 40 в их рабочем положении на опорной конструкции 26 задней по потоку цилиндрической части 16 гондолы двигателя. Эти средства блокировки могут быть размещены на переднем по потоку кольцевом фланце 28 опорной конструкции 26 и/или на продольной стойке 34, располагающейся диаметрально противоположно по отношению к балке 20. Дополнительные соединительные средства для связи между неподвижным каркасом 26 и подвижной частью, образованной двумя полуцилиндрическими решетчатыми конструкциями 40, такие, например, как соединительные средства, известные под названием "V-Grооvе", могут быть использованы для того, чтобы обеспечить передачу усилий между двумя этими частями в эксплуатационном положении упомянутой подвижной части в процессе функционирования двигателя.

Реализация задней по потоку цилиндрической части 16 гондолы двигателя в виде конструкции, состоящей из двух частей, а именно, фиксированной и подвижной частей, существенно облегчает выполнение операций технического обслуживания двигателя, подвешенного под крылом самолета, причем выполнение этих операций технического обслуживания будет более удобным, поскольку внутренняя цилиндрическая оболочка 38, или IFS, содержит также съемные панели, как это схематически представлено на фиг.5, предназначенные для обеспечения непосредственного доступа к целому ряду компонентов турбореактивного двигателя, схематически представленных на фиг.5 позицией 46.

1. Интегрированная силовая установка для самолета, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу (10) двигателя, которая закреплена на его промежуточном кожухе и которая ограничивает кольцевое пространство, предназначенное для протекания вторичного потока газов вокруг этого турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что гондола содержит заднюю по потоку конструкцию (16), состоящую из двух частей, одна из которых представляет собой неподвижный каркас (26), содержащий средства (20) крепления органов (22, 24) подвески двигателя к некоторой части (18) самолета, а также средства крепления к промежуточному кожуху двигателя, а другая часть представляет собой подвижную часть (40), установленную на упомянутом неподвижном каркасе (26) и выполненную с возможностью перемещения между рабочим положением, в котором эта подвижная часть прижимается к неподвижному каркасу (26) для обеспечения функционирования двигателя, и положением открытия, в котором эта подвижная часть удаляется от неподвижного каркаса для обеспечения возможности доступа к компонентам двигателя, причем предусмотрены средства блокировки для обеспечения закрепления подвижной части (40) на неподвижном каркасе (26) в рабочем положении для повышения жесткости задней по потоку конструкции гондолы двигателя и улучшения передачи усилий от двигателя к самолету.

2. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что подвижная часть (40) выполнена с возможностью вращательного перемещения и/или поступательного перемещения по отношению к упомянутой неподвижной конструкции.

3. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере некоторые из средств блокировки устанавливаются на кольцевом фланце (28) и на продольной стойке (34) неподвижного каркаса (26).

4. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая подвижная часть содержит две полуцилиндрические решетчатые конструкции (40), которые могут быть симметричными и шарнирно закрепленными относительно продольных осей на упомянутом неподвижном каркасе (26).

5. Силовая установка по п.4, отличающаяся тем, что две полуцилиндрические решетчатые конструкции (40) выполнены ажурными и образуют опору для выходных решеток (42) устройства реверсирования тяги двигателя.

6. Силовая установка по п.5, отличающаяся тем, что панели обтекателей или капотов (44) устанавливаются с возможностью скольжения в продольном направлении на двух решетчатых конструкциях (40) для обеспечения возможности функционирования устройства реверсирования тяги двигателя.

7. Силовая установка по п.4, отличающаяся тем, что решетчатые конструкции (40) открываются на угол, величина которого заключена в диапазоне от 40° до 180°, по отношению к упомянутому неподвижному каркасу.

8. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что она содержит, по существу, цилиндрическую оболочку (38), образующую внутреннюю направляющую поверхность для вторичного газового потока, закрепленную своим передним по потоку концом на промежуточном кожухе и содержащую на своем заднем по потоку конце опорные и направляющие средства кожуха выхлопа, причем эта оболочка содержит съемные панели, предназначенные для обеспечения доступа к компонентам турбореактивного двигателя, располагающимся против подвижной части (40) задней по потоку цилиндрической конструкции гондолы двигателя.

9. Задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки по п.1, отличающаяся тем, что эта конструкция выполнена из двух частей, причем одна из этих частей представляет собой неподвижный каркас (26), содержащий средства (20) крепления органов подвески двигателя на некоторой части самолета, а также средства (28) крепления на промежуточном кожухе двигателя, а другая часть представляет собой подвижную часть, установленную на неподвижном каркасе и образованную двумя полуцилиндрическими решетчатыми конструкциями (40), шарнирно закрепленными относительно двух продольных осей на упомянутом неподвижном каркасе.

10. Задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы по п.9, отличающаяся тем, что две упомянутые полуцилиндрические решетчатые конструкции (40) выполнены ажурными.

11. Задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы по п.9, отличающаяся тем, что эта конструкция имеет в своем составе панели капотов (44), установленные с возможностью скольжения в продольном направлении на упомянутых решетчатых конструкциях (40).



 

Похожие патенты:

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

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 конструкции хвостовой части воздушного или космического судна, в частности, к конструкции хвостовой части, которая непосредственно примыкает к отсеку фюзеляжа воздушного или космического судна.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гаечной системе, соединению с приемным узлом, устройству восприятия тяговых усилий и стойке крепления двигателя летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления двигателя летательного аппарата, силовой установке и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к пилону подвески двигателя самолета. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к приспособлению для соединения траверсы с жесткой конструкцией стойки крепления двигателя летательного аппарата и способу монтажа двигателя.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к опорной системе для вспомогательной силовой установки летательного аппарата. .

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

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигательной установке для летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам крепления силовых установок под крылом летательного аппарата

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя
Наверх