Задний участок гондолы летательного аппарата и гондола с таким задним участком



Задний участок гондолы летательного аппарата и гондола с таким задним участком
Задний участок гондолы летательного аппарата и гондола с таким задним участком
Задний участок гондолы летательного аппарата и гондола с таким задним участком

 


Владельцы патента RU 2456213:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к конструкциям мотогондол самолетов. Мотогондола содержит задний участок (11), образованный двумя половинками (13а, 13b), которые ограничивают центральную часть (С), в которую помещен турбореактивный двигатель (7), кольцевой тракт (31) циркуляции холодного воздуха, расположенный вокруг указанной центральной части (С), и, по меньшей мере, одну «шестичасовую» полость (15), находящуюся под указанной центральной частью (С). Задняя часть мотогондолы содержит, по меньшей мере, один трубопровод (29а, 29b), обеспечивающий газотекучее сообщение указанного кольцевого тракта (31) с указанной «шестичасовой» полостью (15) для поддержания относительно низкого уровня температур в указанной «шестичасовой» полости (15). Задний участок гондолы также содержит замки (27), соединяющие половинки (13а, 13б), створки сброса давления (17) из «шестичасовой» полости (15), противопожарные элементы, средства реверса тяги решетчатого типа. Обеспечивается охлаждение элементов конструкции, расположенных в нижней задней части гондолы. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к заднему участку гондолы летательного аппарата и к гондоле с таким задним участком.

Из предшествующего уровня техники известен задний участок гондолы летательного аппарата, образованный двумя половинками, которые ограничивают:

- центральную часть, в которую помещен турбореактивный двигатель;

- кольцевой тракт циркуляции холодного воздуха, располагающийся вокруг указанной центральной части;

- по меньшей мере, одну «шестичасовую» полость, находящуюся под указанной центральной частью.

В этом известном устройстве так называемая «шестичасовая» полость, название которой объясняется ее позицией на круговой секции участка гондолы (по аналогии с положением часовой стрелки), предусмотрена для размещения в ней различных труб и электрических кабелей, необходимых для работы турбореактивного двигателя и гондолы.

Учитывая тот факт, что рядом с указанной полостью находится турбореактивный двигатель, температуры в ней могут достигать очень высоких значений.

Это обстоятельство чрезвычайно затрудняет функционирование различных компонентов, находящихся в указанной полости, в частности, электрических кабелей, которые могут под воздействием тепла претерпевать серьезные повреждения и даже сгорать.

Цель настоящего изобретения состоит в устранении упомянутых выше недостатков.

Эта цель достигается благодаря заднему участку гондолы летательного аппарата, образованному двумя половинками, которые ограничивают:

- центральную часть, в которую помещен турбореактивный двигатель;

- кольцевой тракт циркуляции холодного воздуха, располагающийся вокруг указанной центральной части;

- по меньшей мере, одну «шестичасовую» полость, находящуюся под указанной центральной частью,

и отличающемуся тем, что он содержит, по меньшей мере, один трубопровод, обеспечивающий газотекучее сообщение указанного кольцевого тракта с указанной «шестичасовой» полостью.

Благодаря наличию указанного трубопровода удается отбирать холодный воздух из соответствующего кольцевого тракта и подавать его в «шестичасовую» полость.

Этот холодный воздух позволяет компенсировать утечки воздуха из внутреннего объема «шестичасовой» полости наружу, а также устанавливать в указанной полости давление, превышающее то, которое имеет место в центральной части, где находится турбореактивный двигатель.

Вследствие создания такого повышенного давления создаваемый турбореактивным двигателем горячий воздух уже не будет уходить в сторону «шестичасовой» полости, в частности, по линии стыка между двумя половинками заднего участка гондолы, как это имело место в известных системах.

Таким образом, температуру внутри «шестичасовой» полости удается поддерживать в диапазоне относительно низких значений, совместимых с требованиями к тепловым характеристикам различных компонентов (трубопроводов, кабелей), находящихся в этой полости.

В соответствии с другими опциональными признаками предлагаемого заднего участка гондолы:

- этот участок включает в себя по одному трубопроводу на каждую из указанных половинок - благодаря такой специфической мере удается подавать в «шестичасовую» полость значительное количество холодного воздуха;

- указанный трубопровод проходит через панель внутренней конструкции этого участка - преимущество такой системы состоит в ее простоте, поскольку при этом не требуется сколько-нибудь значительных изменений существующего заднего участка гондолы;

- этот участок включает в себя, по меньшей мере, один замок, соединяющий указанные половинки, который помещен между указанной центральной частью и указанной «шестичасовой» полостью; такой замок необходим для облегчения скрепления друг с другом двух половинок участка; благодаря избыточному давлению, имеющему место внутри «шестичасовой» полости, замок уже не подвергается действию циркулирующего горячего воздуха, который может сократить срок службы его составных элементов;

- указанная «шестичасовая» полость снабжена, по меньшей мере, одной дверцей сброса давления; такая дверца рассчитывается таким образом, чтобы она раскрывалась в случае разрыва трубопровода, в частности, трубопровода сжатого воздуха, находящегося в указанной полости; вследствие поступления холодного воздуха в эту полость происходит компенсация утечек воздуха наружу, имеющих место на периферии указанной дверцы;

- указанная полость снабжена противопожарными элементами;

- этот задний участок включает в себя средства реверса тяги;

- указанные средства реверса тяги представляют собой средства решетчатого типа.

Предметом изобретения является также гондола турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что она содержит задний участок в соответствии с описанным выше.

Остальные признаки и преимущества изобретения явствуют из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на приложенные чертежи, где:

фиг.1 представляет собой вид в аксонометрии гондолы согласно изобретению, имеющей предлагаемый задний участок;

фиг.2 - поперечный разрез зоны гондолы по фиг.1, обозначенной стрелкой II;

фиг.3 - вид в увеличенном масштабе, иллюстрирующий зону III, показанную на фиг.2.

Как видно на фиг.1, гондола 1 согласно изобретению прикреплена к стойке 3, которая смонтирована под крылом летательного аппарата (не показано).

Такая гондола традиционно имеет передний участок 5, обеспечивающий возможность направленной циркуляции наружного воздуха в сторону турбореактивного двигателя 7, находящегося внутри гондолы 1, промежуточный участок 9, охватывающий вентилятор (не показан) и задний участок 11, располагающийся вокруг турбореактивного двигателя 7.

Указанный задний участок 11 образован двумя половинками 13а, 13b, которые могут быть разведены друг от друга при необходимости проведения операций техобслуживания.

В нижней зоне стыка двух половинок 13а, 13b, показанной стрелкой II, располагается полость 15 (ее видно на фиг.2), которую мы называем «шестичасовой» полостью. Она закрыта дверцей 17.

Если перейти к более детальному рассмотрению фиг.2, можно видеть, что каждая из половинок 13а, 13b заднего участка 11 имеет по одной панели внутренней конструкции 19а, 19b, закрепленной на нижнем брусе 21а, 21b, причем каждый из нижних брусьев поддерживает по одному основному рельсу 23а, 23b и по одному вспомогательному рельсу 25а, 25b, в которые входит скользящий капот системы реверса тяги (не показан).

Половинки 13а, 13b заднего участка 11 гондолы 1 жестко связаны между собой, в частности, с помощью замка 27, две взаимодополняющих половинки которого смонтированы соответственно на брусьях 21а и 21b.

Благодаря наличию зазора Е в месте стыка двух брусьев 21а, 21b обеспечивается возможность прохождения воздушной струи.

Кроме того, периферийные кромки дверцы 17 взаимодействуют, без полной герметичности, с неподвижными частями, жестко связанными соответственно с брусьями 21, 21b.

Имеются трубопроводы 29а, 29b, каждый из которых проходит соответственно через неподвижные стенки 19а, 19b и входит, во-первых, в тракт 31 холодного воздуха и, во-вторых, в зону Z, ограниченную стенкой Р и сообщающуюся с пространством Е, образованным двумя брусьями 21, 21b.

Дверца 17 служит в качестве дверцы сброса давления, то есть такой дверцы, которая раскрывается в случае разрыва какого-либо трубопровода, например, трубопровода сжатого воздуха, находящегося внутри полости 15.

Эта дверца установлена с возможностью поворота на брусе 21а с помощью С-образного шарнира 33 и снабжена одним или несколькими калиброванными замками 35, взаимодействующими с другим брусом 21b.

Кроме того, как и во всех подобных системах, в полости 15 помещены противопожарные элементы 37.

Режим работы и преимущества предлагаемого устройства непосредственно следуют из описанного выше.

В процессе функционирования турбореактивного двигателя 7 он выделяет очень значительное количество тепла в центральную часть С, находящуюся между неподвижными стенками 19а, 19b.

Такое большое количество тепла, естественно, демонстрирует тенденцию к выходу через пространство Е в сторону полости 15 и затем наружу вследствие того, что дверца 17 выполнена с неидеальной герметичностью.

Отбирая холодный воздух, циркулирующий в кольцевом тракте 31, и направляя его в пространство Е по трубопроводам 29а, 29b, можно заполнить полость 15 холодным воздухом с давлением, которое превышает давление, имеющее место в центральной зоне С.

Этот поток холодного воздуха обозначен на фиг.2 и 3 стрелками f1, f2, f3.

Указанное избыточное давление в полости 15 может быть получено невзирая на некоторые утечки холодного воздуха наружу в периферийной зоне дверцы 17 (см. стрелки 39а, 39b).

Учитывая наличие избыточного давления в «шестичасовой» полости 15 по сравнению с центральной частью С, создаваемый турбореактивным двигателем 7 горячий воздух наталкивается на барьер, препятствующий его распространению в направлении полости 15.

В результате оказывается возможным поддерживать в этой полости, а также во всех находящихся в ней компонентах относительно низкую температуру, что позволяет предотвратить даже малейшее их повреждение.

Сказанное имеет также силу для замка или замков 27, подвергающегося/ихся действию заметно более низких температур, нежели имеющие место в известных устройствах.

Приведенные в описании указания можно применить не только к заднему участку гондолы с решетчатым реверсором тяги, как в рассмотренном выше примере, но и, в более общем виде, к заднему участку гондолы, снабженной створчатым реверсором тяги, и даже к заднему участку гондолы вообще без реверсора тяги.

Следует заметить, что можно также предусмотреть ряд трубопроводов 29, устанавливаемых на каждой половинке заднего участка гондолы.

Изобретение никоим образом не ограничивается описанным выше и проиллюстрированным на чертежах вариантом осуществления, который был приведен лишь в качестве примера.

Так, например, можно предусмотреть такую конструкцию, в которой трубопроводы 29 имели бы часть, проходящую внутри тракта 31 холодного воздуха, и в этом случае в такой части должен быть выполнен ряд отверстий (наподобие трубки пикколо), дающих возможность сбора холодного воздуха.

1. Задний участок (11) гондолы летательного аппарата, образованный двумя половинками (13а, 13b), которые ограничивают:
- центральную часть (С), в которую помещен турбореактивный двигатель (7);
- кольцевой тракт (31) циркуляции холодного воздуха, расположенный вокруг указанной центральной части (С); и
- по меньшей мере, одну «шестичасовую» полость (15), находящуюся под указанной центральной частью (С),
отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один трубопровод (29а, 29b), обеспечивающий газотекучее сообщение указанного кольцевого тракта (31) с указанной «шестичасовой» полостью (15).

2. Задний участок (11) по п.1, отличающийся тем, что он содержит по одному указанному трубопроводу (29а, 29b) на каждую из указанных половинок (13а, 13b).

3. Задний участок (11) по п.1 или 2, отличающийся тем, что указанный трубопровод (29а, 29b) проходит через панель (19а, 19b) внутренней конструкции указанного участка (11).

4. Задний участок (11) по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один замок (27), соединяющий указанные половинки (13а, 13b), расположенный между указанной центральной частью (С) и указанной «шестичасовой» полостью (15).

5. Задний участок (11) по п.1 или 2, отличающийся тем, что указанная «шестичасовая» полость (15) снабжена, по меньшей мере, одной дверцей (17) сброса давления.

6. Задний участок (11) по п.1 или 2, отличающийся тем, что указанная полость снабжена противопожарными элементами (37).

7. Задний участок (11) по п.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит средства реверса тяги.

8. Задний участок (11) по п.7, отличающийся тем, что указанные средства реверса тяги представляют собой средства решетчатого типа.

9. Гондола (1) летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит задний участок (11) по любому из предшествующих пунктов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

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 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 двухконтурным газотурбинным двигателям высокой и сверхвысокой степени двухконтурности. .

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

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. .

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

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

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

Изобретение относится к фиксирующему устройству, которое используется, в частности, в гондолах, устанавливаемых на летательных аппаратах

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

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

Изобретение относится к амортизатору вибраций, помещаемому между электронным блоком и неподвижной конструкцией гондолы летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, в частности к мотогондолам самолетов

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