Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета



Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета
Интегрированная силовая установка с подвеской для самолета

 


Владельцы патента RU 2440279:

СНЕКМА (FR)

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к силовой установке с подвеской для самолета и задней части гондолы силовой установки. Силовая установка содержит авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу, закрепленную на промежуточном картере и ограничивающую кольцевое пространство прохождения вторичного потока вокруг турбореактивного двигателя. Гондола содержит заднюю цилиндрическую часть, которая выполнена жесткой, и содержит на своем переднем конце кольцевой фланец крепления на 180° наружной окружности промежуточного картера, при этом цилиндрическая часть, поддерживающая и направляющая задний картер турбореактивного двигателя на заднем конце, содержит также средства крепления элементов подвески двигателя на части (22) самолета. Технический результат заключается в упрощении крепления авиационного двигателя и уменьшении размеров гондолы двигателя. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение касается силовой установки самолета с двухконтурным турбореактивным двигателем, содержащей гондолу, закрепленную на промежуточном картере двигателя и ограничивающую пространство прохождения вторичного потока вокруг турбореактивного двигателя, причем этот вторичный поток создает более 80% тяги.

Как правило, двигатель крепят под крылом или под частью фюзеляжа или хвостового оперения самолета при помощи стойки крепления, которая является очень прочной и очень тяжелой деталью и которую крепят к двигателю в нескольких точках при помощи узлов подвески, через которые проходят все усилия, передаваемые между двигателем и самолетом.

Крепление при помощи стойки крепления и узлов подвески выражается также смещением восприятия тягового усилия по отношению к оси двигателя, что приводит к общему прогибу линии картеров двигателя. Кроме того, стойку крепления крепят на двигателе при помощи элементов, которые проходят внутри и частично перекрывают газо-воздушный тракт вторичного потока внутри гондолы, что заставляет соответственно увеличивать радиальные размеры гондолы, тогда как авиаконструкторы стремятся наоборот уменьшить эти размеры, в частности, для двигателей с большим расходом воздуха.

Технической задачей настоящего изобретения является создание силовой установки описанного выше типа, которая просто, эффективно и экономично позволяет устранить вышеуказанные недостатки известных технических решений.

Представленная задача решена путем создания интегрированной силовой установки, содержащей авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель, гондолу, закрепленную на промежуточном картере двигателя и ограничивающую кольцевое пространство для прохождения вторичного потока вокруг турбореактивного двигателя, при этом силовая установка характеризуется тем, что гондола содержит заднюю цилиндрическую часть, которая выполнена жесткой и содержит на своем переднем конце кольцевой фланец крепления, по меньшей мере, на 180° наружной окружности промежуточного картера, при этом цилиндрическая часть поддерживает и направляет задний картер турбореактивного двигателя на заднем конце и содержит также средства крепления элементов подвески двигателя на части самолета.

Эта задняя цилиндрическая часть гондолы, называемая в технике «OFS» (Outer Fixed Structure), обладает жесткостью, которая позволяет ей обеспечивать передачу усилий между двигателем и самолетом. Ее крепление на промежуточном картере двигателя полностью обеспечивает удержание двигателя и позволяет отказаться от узлов подвески и частично от стойки крепления, используемой в предшествующем уровне техники, которую заменили намного более легкими средствами подвески на самолете, что выражается существенным выигрышем в массе. Кроме того, это крепление позволяет отказаться от локальных точек восприятия усилий, характерных для известных технических решений, и распределять передаваемые усилия в более протяженной зоне, расположенной, по меньшей мере, на 180° вокруг оси по наружной периферии промежуточного картера и предпочтительно на 360°, то есть по всей наружной периферии промежуточного картера.

Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения средства крепления элементов подвески на самолете содержат продольную балку, выполненную отдельно или заодно с задней цилиндрической частью гондолы, а элементы подвески на самолете состоят из соединительных тяг или штанг, закрепленных своими концами на этой продольной балке и на самолете и образующих жесткую и недеформирующуюся систему.

Задний конец цилиндрической части соединен с задним картером турбореактивного двигателя при помощи штанг и соединительных элементов, способствующих осевому и радиальному расширению заднего картера во время работы двигателя.

В варианте выполнения задний конец цилиндрической части соединен с задним картером через вспомогательный картер, охватывающий задний картер и соединенный соединительными тягами или штангами с задней цилиндрической частью гондолы.

В предпочтительном варианте выполнения настоящего изобретения задняя цилиндрическая часть гондолы содержит каркас, на котором закреплены панели обтекателя или капота, образующие наружную стенку, направляющую вторичный поток, создаваемый компрессором двигателя.

Цилиндрический кожух, образующий радиально внутреннюю стенку направления вторичного потока, предпочтительно закреплен его передним концом на промежуточном картере, и он может быть соединен с задним картером через средства, способствующие осевому и радиальному расширению заднего картера во время работы двигателя.

Двигатель в соответствии с настоящим изобретением может быть оборудован или не оборудован реверсором тяги. В первом случае вторичный поток, создаваемый компрессором, во время работы реверсора тяги отклоняется через ажурную часть каркаса задней цилиндрической части гондолы.

В этом случае панели обтекателя или капота, закрепленные на этом каркасе, выполнены с возможностью перемещения поступательно между передним положением, в котором они перекрывают ажурную часть каркаса, и задним положением, в котором они освобождают эту ажурную часть и обеспечивают работу реверсора тяги.

Объектом настоящего изобретения является также задняя цилиндрическая часть гондолы авиационного двигателя описанного выше типа, характеризующаяся тем, что содержит наружную продольную балку, содержащую средства крепления элементов подвески на самолете и, на одном конце, кольцевой фланец крепления, по меньшей мере, на 180° наружной окружности промежуточного картера двигателя.

В частном варианте выполнения настоящего изобретения цилиндрическая часть содержит каркас, ажурный конец которого позволяет осуществлять установку решеток для реверсора тяги, и подвижные панели обтекателя, предназначенные для открывания и закрывания этого ажурного конца.

Как правило, двигатель в соответствии с настоящим изобретением может быть закреплен при помощи вышеуказанных средств на любой части самолета, и например, под крылом, на крыле, на конструкции, интегрированной в крыло, на фюзеляже или на хвостовом оперении самолета.

Другие отличительные признаки, детали и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве примера выполнения, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - изображает вид сбоку силовой установки, закрепленной под крылом самолета, согласно изобретению.

Фиг.2 - общий вид части установки, показанной на фиг.1, согласно изобретению.

Фиг.3 - общий вид каркаса задней цилиндрической части гондолы для двигателя, оборудованного реверсором тяги, согласно изобретению.

Фиг.4 - общий вид задней цилиндрической части гондолы, закрепленной на промежуточном картере, согласно изобретению.

Фиг.5 - вид сбоку узла, показанного на фиг.4, после снятия капота, согласно изобретению.

Фиг.6 и 7 - общие виды двух вариантов выполнения силовой установки согласно изобретению.

Силовая установка содержит гондолу 10 цилиндрической формы, которая охватывает турбореактивный двигатель 12, на фиг.1 показана только его задняя часть, и ротор компрессора (не показан), установленный внутри гондолы в передней части двигателя, при этом ротор компрессора вращается турбиной турбореактивного двигателя, что хорошо известно специалистам в этой области.

Во время работы двигателя компрессор создает вторичный воздушный поток, который проходит внутри гондолы 10 в сторону выхода вокруг турбореактивного двигателя и который создает 80% тяги двигателя. Часть воздуха, заходящего в гондолу 10 двигателя, питает входной компрессор турбореактивного двигателя, затем смешивается с топливом в камере сгорания. Образующиеся при сгорании газы, выходящие из камеры сгорания, проходят в турбину, затем выбрасываются в задний картер и выходят из турбореактивного двигателя, как показано стрелкой Р на фиг.1, стрелка S обозначает выход вторичного потока.

Гондола 10 двигателя содержит переднюю цилиндрическую часть 16, называемую каналом воздухозаборника, промежуточную цилиндрическую часть 18, образованную капотами, установленными на промежуточном картере, и заднюю цилиндрическую часть 20, обычно называемую «OFS» (Outer Fixed Structure), которая, согласно изобретению, является конструктивной частью, передающей усилия и предназначенной для крепления двигателя 10 на несущей конструкции 22, являющейся частью крыла самолета.

Задняя цилиндрическая часть 20 содержит жесткий каркас 24 (фиг.2), который вдоль своей верхней образующей содержит продольную балку 26, которая может быть выполнена заодно с каркасом или соединена с ним, при этом балка содержит средства крепления элементов 28 подвески двигателя на самолете, при этом указанные элементы 28 в представленном примере представляют собой соединительные тяги или штанги, образующие жесткий и недеформирующийся узел, когда их концы закреплены на балке 26 и на несущей конструкции 22.

Каркас 24 задней конструктивной части 20 гондолы содержит передний кольцевой фланец 30, при помощи которого ее крепят на соответствующем наружном кольцевом фланце промежуточного картера 32 двигателя, при этом промежуточный картер, как известно, содержит внутреннюю цилиндрическую кольцевую часть, охватывающую компрессор турбореактивного двигателя, и наружную цилиндрическую кольцевую часть, соединенную с гондолой 10, при этом обе цилиндрические кольцевые части промежуточного картера, как правило, соединены между собой радиальными трубчатыми стойками, которые также служат каналами для прокладки магистралей.

Цилиндрический каркас 24 задней конструктивной части гондолы содержит широкие боковые отверстия 34 для доступа к турбореактивному двигателю, при этом указанные отверстия в примере на фиг.2 имеют треугольную форму и выполнены на угловом расстоянии немногим более 90° вокруг оси двигателя, начиная от нижней продольной стойки 36 каркаса, которая расположена диаметрально противоположно по отношению к продольной балке 26.

Задний или выходной конец каркаса 24 образует кольцо 38, которое охватывает задний картер 40 турбореактивного двигателя и поддерживает этот картер при помощи соединительных тяг или штанг 42, расположенных в виде равностороннего треугольника и образующих хорды внутри кольца 38, при этом соединительные штанги 42 взаимодействуют в своей центральной части с задним картером через известные средства, образующие центровочные и скользящие колодки, способствующие осевому расширению заднего картера 40 во время работы двигателя, которое может составлять около 10-15 мм, и его радиальному расширению, которое может составлять около 4-5 мм.

Продольная балка 26 цилиндрического каркаса 24 задней конструктивной части гондолы и элементы подвески 28 позволяют крепить двигатель под крылом самолета, распределяя статические и динамические усилия, по меньшей мере, на части наружной окружности промежуточного картера 32 двигателя, при этом указанная часть составляет от 180° до 360° вокруг оси двигателя и предпочтительно равна 360°, то есть в этом случае цилиндрический каркас 24 задней цилиндрической части гондолы закреплен на всей наружной окружности промежуточного картера, и усилия, передаваемые между двигателем и самолетом, распределяются по всей этой окружности.

Таким образом, избегают проблем коробления каркаса, которые встречаются в известных технических решениях, и избегают также проблем, связанных с общим прогибом линии картеров двигателей, которые возникали при смещении восприятия тягового усилия на самолета по отношению к оси двигателя. Благодаря этому уменьшают также массу всего двигателя и его средств подвески на самолете за счет отказа от стойки крепления, использующейся в известных технических решениях, упрощают всю совокупность средств подвески двигателя на самолете и устраняют также раздвоение вторичного потока внутри гондолы средствами, которые в известных технических решениях соединяли турбореактивный двигатель со стойкой крепления.

Двигатель можно крепить под крылом (фиг.1), однако он может быть также закреплен в любом другом соответствующем месте, например над крылом или на фюзеляже или хвостовом оперении самолета, причем двигатель может быть также полностью или частично интегрирован в крыло.

Вариант выполнения изобретения, показанный на фиг.3-5, относится к применению изобретения для двигателя, оборудованного реверсором тяги. В этом случае задняя цилиндрическая часть 20 гондолы содержит каркас 46 (фиг.3), который выполнен с передней кольцевой ажурной частью 48, образующей решетку, в которой или на которой крепят решетку для выхода вторичного потока, отклоняемого реверсором тяги, при этом, в случае необходимости, каркас 46 содержит заднее кольцо 50, аналогичное заднему кольцу цилиндрического каркаса 24 (фиг.2), и содержит тяги или штанги 52 крепления заднего картера турбореактивного двигателя, установленные в виде равностороннего треугольника внутри кольца 50. Передняя кольцевая часть 48 и заднее кольцо 50 соединены двумя диаметрально противоположными продольными стойками 54 и 56, при этом верхняя стойка 54 образует продольную балку, аналогичную балке 26 (фиг.2), и служит для крепления средств подвески двигателя на части самолета. Как и в первом варианте выполнения, каркас 46 содержит передний кольцевой фланец 58 для крепления на соответствующем наружном кольцевом фланце кольцевого картера 32 двигателя. Полуцилиндрические капоты 60 установлены на каркасе 46 с возможностью перемещения скольжением между передним положением закрытия выходной решетки реверсора тяги и задним положением открытия этой выходной решетки, при котором может работать реверсор тяги.

В варианте без заднего кольца 50 тяги или штанги 52 могут иметь расположение, отличное от формы равностороннего треугольника (фиг.3), при этом соединительные тяги или штанги 52 могут быть радиальными или расположенными в виде буквы V, как схематично показано на фиг.5, где они выполнены между задним концом продольной балки 54 и верхней частью заднего картера 40. В этом случае капоты 60 заменены капотом 61 в виде цилиндрического канала (фиг.6), который выполнен с возможностью осевого перемещения, что обеспечивает работу реверсора тяги и облегчает техническое обслуживание.

В другом варианте соединительные тяги или штанги могут быть выполнены между задним кольцом 50 каркаса 46 и вспомогательным картером, охватывающим задний картер 40 и закрепленным на этом заднем картере.

В другом варианте выполнения по существу цилиндрический жесткий кожух, образующий внутреннюю поверхность 62, направляющую вторичный поток и обычно называемую в технике IFS (Inner Fixed Structure), (фиг.1 и 6), крепят его передним концом на внутреннем фланце промежуточного картера, а своим задним концом он поддерживает задний картер при помощи средств, способствующих осевому и радиальному расширению заднего картера во время работы. Наличие жесткого кожуха позволяет уменьшить коробление каркаса.

В другом варианте выполнения решетки 64 реверсора тяги устанавливают в удлиненном промежуточном картере перед задней частью гондолы в соответствии с настоящим изобретением (фиг.7).

1. Интегрированная силовая установка, содержащая авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу, закрепленную на промежуточном картере и ограничивающую кольцевое пространство прохождения вторичного потока вокруг турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что гондола содержит заднюю цилиндрическую часть, которая выполнена жесткой, и содержит на своем переднем конце кольцевой фланец крепления, по меньшей мере, на 180° наружной окружности промежуточного картера, при этом цилиндрическая часть, поддерживающая и направляющая задний картер турбореактивного двигателя на заднем конце, содержит также средства крепления элементов подвески двигателя на части (22) самолета.

2. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления элементов подвески содержат продольную балку, выполненную отдельно или заодно с задней цилиндрической частью гондолы.

3. Силовая установка по п.2, отличающаяся тем, что элементы подвески двигателя на самолете содержат соединительные тяги или штанги, закрепленные своими концами на продольной балке и на части (22) самолета.

4. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы образует наружную стенку, направляющую вторичный поток.

5. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что передний кольцевой фланец задней цилиндрической части гондолы закреплен на 360° на промежуточном картере.

6. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что задний конец задней цилиндрической части гондолы соединен с задним картером при помощи соединительных тяг или штанг и средств, способствующих осевому и радиальному расширению заднего картера.

7. Силовая установка по п.6, отличающаяся тем, что задний конец задней цилиндрической части гондолы соединен с задним картером при помощи соединительных тяг или штанг, закрепленных на средствах крепления элементов подвески двигателя на части самолета.

8. Силовая установка по п.7, отличающаяся тем, что соединительные тяги или штанги образуют букву V между задним картером и средствами крепления элементов подвески двигателя на самолете.

9. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы содержит каркас, на котором крепятся панели обтекателя или капота.

10. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы содержит отверстия доступа к компонентам турбореактивного двигателя и панели, закрывающие эти отверстия.

11. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы поддерживает задний картер через вспомогательный картер, охватывающий задний картер и соединенный с задней цилиндрической частью гондолы при помощи соединительных тяг или штанг.

12. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что цилиндрический кожух, образующий радиально внутреннюю стенку для направления вторичного потока, закреплен своим передним концом на промежуточном картере и соединен своим задним концом с задним картером при помощи средств, способствующих осевому и радиальному расширению заднего картера.

13. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит средства реверсирования тяги путем отклонения вторичного потока через ажурную конструкцию задней цилиндрической части гондолы.

14. Силовая установка по п.13, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы содержит панели капота, выполненные с возможностью перемещения между положением закрытия ажурной конструкции и положением открытия ажурной конструкции, обеспечивающим работу реверсора тяги.

15. Силовая установка по п.8, отличающаяся тем, что задняя цилиндрическая часть гондолы содержит капот, образованный цилиндрическим каналом и установленный с возможностью перемещения скольжением, обеспечивая работу реверсора тяги и облегчая техническое обслуживание.

16. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что содержит средства реверсирования тяги, решетки которых установлены в удлиненном промежуточном картере перед задней цилиндрической частью гондолы.

17. Задняя цилиндрическая часть гондолы авиационного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что содержит наружную продольную балку, содержащую средства крепления средств подвески двигателя на самолете и на одном конце - кольцевой фланец крепления, по меньшей мере, на 180° наружной окружности промежуточного картера двигателя.

18. Цилиндрическая часть по п.17, отличающаяся тем, что содержит ажурный конец, образующий решетку, в которой или на которой закреплены выходные решетки реверсора тяги.

19. Цилиндрическая часть по п.18, отличающаяся тем, что содержит панели капота, установленные с возможностью перемещения между положением закрытия ажурного конца и положением открытия этого ажурного конца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку.

Изобретение относится к области авиации. .

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

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

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

Изобретение относится к области авиации. .

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

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

Изобретение относится к высокоскоростному самолету и способам изготовления самолета. .

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

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя

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

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

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

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

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