Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы



Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы
Опорная рама корпуса вентилятора, установленная на пилоне крепления и на воздухозаборнике гондолы

 


Владельцы патента RU 2468963:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. Опорная рама (40) закрыта аэродинамическим обтекателем (46) и имеет заднее средство (44а, 44b) подвески, установленное на жесткой конструкции (8) устройства (4) подвески, при этом рама снабжена передним средством (42) подвески, установленным на воздухозаборнике (32) гондолы двигателя. Технический результат заключается в уменьшении габаритов системы крепления авиационного двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к силовой установке самолета, содержащей двигатель, устройство его подвески, а также гондолу, окружающую двигатель и снабженную корпусами вентилятора и воздухозаборником. Устройство подвески двигателя содержит жесткую конструкцию и переднюю аэродинамическую конструкцию, с которой шарнирно соединены корпуса вентилятора.

Такой тип устройства подвески, также носящий название пилон крепления, позволяет осуществить подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или установить этот газотурбинный двигатель над крылом.

Уровень техники

Устройство подвески предназначено для формирования соединительной промежуточной конструкции между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата. Оно передает на конструкцию летательного аппарата усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, а также обеспечивает разводку топливной, электрической, гидравлической и воздушной систем между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий устройство подвески содержит жесткую конструкцию, также носящую название первичной, часто «кессонного» типа, то есть конструкцию, образованную набором из верхнего и нижнего лонжеронов и двух боковых панелей, соединенных между собой поперечными нервюрами.

Кроме того, устройство подвески снабжено средствами подвески, расположенными между двигателем и жесткой конструкцией. Эти средства в основном содержат два крепежных элемента двигателя, а также устройство восприятия создаваемых двигателем тяговых усилий. Известное устройство восприятия тяговых усилий обычно содержит две боковые соединительные тяги, с одной стороны соединенные с корпусом двигателя, например с корпусом вентилятора или с промежуточным корпусом, а с другой стороны - с задним крепежным элементом двигателя, соединенным с центральным корпусом или корпусом выходного устройства.

Также устройство подвески содержит другой ряд крепежных элементов, образующих систему крепления и установленных между жесткой конструкцией и крылом самолета. Эта система обычно состоит из двух или трех крепежных элементов.

Наконец, пилон оборудован рядом вторичных конструкций, обеспечивающих изоляцию систем и содержание их в исправности. Пилон поддерживает аэродинамические обтекатели, причем данные элементы обычно имеют вид секций, установленных на этих конструкциях. Как известно специалистам, эти вторичные конструкции отличаются от жесткой конструкции тем, что они не предназначены для передачи усилий от двигателя на крыло летательного аппарата.

Вторичные конструкции включают в себя переднюю аэродинамическую конструкцию, расположенную между жесткой конструкцией и крылом летательного аппарата, причем эта передняя аэродинамическая конструкция выполняет не только функцию аэродинамического обтекателя, но также предназначена для размещения, отделения и разводки различных систем (воздушной, электрической, гидравлической, топливной). Кроме того, эта передняя аэродинамическая конструкция поддерживает корпуса вентилятора соответствующего двигателя, в то время как корпуса реверса тяги обычно поддерживаются жесткой конструкцией пилона.

Известны устройства, в которых передняя аэродинамическая конструкция содержит раму, закрытую неподвижно установленным на ней аэродинамическим обтекателем. Аэродинамический обтекатель, также носящий название панель или элемент аэродинамического обтекателя, закрывает раму и по существу служит опорой для корпусов вентилятора.

Вышеуказанная рама обычно монтируется на жесткой конструкции с помощью соответствующего средства подвески. Однако, когда на силовую установку действуют значительные усилия, возникающие, например, во время взлета и посадки или в полете при сильной турбулентности, крепление рамы передней аэродинамической конструкции к жесткой конструкции вызывает значительное изменение общей геометрии силовой установки, в частности геометрии гондолы. Иногда может наблюдаться отклонение от центральной оси воздухозаборника гондолы, сопровождающееся деформацией двигателя, и корпусов вентилятора, смонтированных на вышеуказанной передней аэродинамической конструкции, прикрепленной к жесткой конструкции пилона крепления, причем эта передняя аэродинамическая конструкция может быть по существу отделена от того же воздухозаборника гондолы.

Наблюдаемое явление очевидно вызывает рост лобового сопротивления, которое нарушает общие эксплуатационные качества самолета.

Кроме того, присоединение рамы к жесткой конструкции пилона приводит к тому, что конструкция рамы выступает вперед, в результате чего возникают значительные механические напряжения из-за соответствующего увеличения массы.

Кроме того, обнаружено, что аналогичное явление также встречается в случае, когда рама, на которой неподвижно закреплен аэродинамический обтекатель, монтируется не на жесткой конструкции пилона, а исключительно на корпусе вентилятора двигателя, прикрепленном к воздухозаборнику гондолы. В таком случае может наблюдаться несоосность прикрепленного к корпусу вентилятора аэродинамического обтекателя рамы и других аэродинамических обтекателей пилона и крепления и, в частности, обтекателя, расположенного далее в направлении задней стороны и носящего название соединительный обтекатель.

Кроме того, установка рамы на корпусе вентилятора двигателя обычно приводит к трудностям в обеспечении защиты лопаток вентилятора от повреждений. Это явление также носит название «отрыв лопаток вентилятора» в том смысле, что на переднюю аэродинамическую конструкцию, неподвижно прикрепленную к корпусу вентилятора, действуют такие же нагрузки (ускорения/смещения), как и на сам корпус. Для решения этих проблем по существу может потребоваться проведение испытаний вентилятора на сопротивление ударным нагрузкам с рамой, смонтированной на корпусе вентилятора, однако такой тип испытаний в настоящее время не очень хорошо изучен.

С другой стороны, при таком техническом решении в отношении крепления повреждение лопаток вентилятора может привести к значительным рискам сближения передней аэродинамической конструкции с воздухозаборником гондолы. Фактически вслед за ударом, наблюдаемым во время повреждения лопаток, основное смещение распространяется в течение нескольких миллисекунд по корпусу вентилятора. Все элементы, физически связанные с этим корпусом, также смещаются по существу на такую же величину. Рассматриваемые конструкции, как, например, рама передней аэродинамической конструкции и воздухозаборник, должны воспринимать эти усилия/смещения. Следует отметить, что, вероятно, образуются значительные зазоры между воздухозаборником и рамой и/или между воздухозаборником и корпусом вентилятора. Эти же зазоры, если они не закрываются в аварийном порядке, могут очень быстро увеличиваться в размерах и, следовательно, приводить к повреждению передней аэродинамической конструкции, а также повреждению корпусов вентилятора.

И, наконец, опять же, когда рама устанавливается на корпусе вентилятора двигателя, обычно требуется снабдить ее системой регулирования, назначение которой состоит в том, чтобы обеспечить зазоры и отклонения от центральной оси в соответствии с техническими условиями. Недостатки этой системы заключаются в ее высокой стоимости и в том, что она занимает много места.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является создание силовой установки летательного аппарата, в которой устранены недостатки, присущие известным устройствам.

Поставленная задача решена в силовой установке летательного аппарата, содержащей двигатель, устройство его подвески, а также гондолу, окружающую двигатель и снабженную корпусами вентилятора и воздухозаборником, причем указанное устройство подвески содержит жесткую конструкцию и переднюю аэродинамическую конструкцию, содержащую раму, на которой предпочтительно шарнирно установлены корпусы вентилятора и которая закрыта аэродинамическим обтекателем, при этом рама передней аэродинамической конструкции снабжена задним средством подвески, расположенным на жесткой конструкции устройства подвески. Согласно изобретению рама передней аэродинамической конструкции дополнительно снабжена передним средством подвески, смонтированным на воздухозаборнике.

Такое расположение дает возможность значительно ограничить описанные выше вредные воздействия отклонений от центральной оси, поскольку передний участок рамы передней аэродинамической конструкции, предпочтительно содержащий корпуса вентилятора, теперь может лучше следовать смещениям воздухозаборника в зависимости от деформаций двигателя в периоды действия на силовую установку высоких нагрузок.

По существу может поддерживаться соединение заподлицо между воздухозаборником гондолы и корпусами вентилятора, что дает возможность ограничить потери на лобовое сопротивление, свойственные известным устройствам. В этом отношении потери на лобовое сопротивление также уменьшаются за счет поддержания соединения заподлицо между аэродинамическим обтекателем и другими аэродинамическими обтекателями пилона крепления благодаря наличию заднего средства подвески. Аналогично благодаря наличию переднего средства подвески эти потери на лобовое сопротивление также уменьшаются за счет поддержания соединения заподлицо между аэродинамическим обтекателем и воздухозаборником.

Кроме того, такое расположение дает возможность ограничить выступ в переднем направлении, встречающийся в известных конструкциях рамы, установленной на корпусах вентилятора, поскольку последние теперь снабжены передним средством подвески, расположенным на воздухозаборнике гондолы.

Поскольку рама больше не монтируется непосредственно на корпусе вентилятора двигателя и в любом случае монтируется у его переднего и заднего концов соответственно на пилоне крепления и на воздухозаборнике, то вследствие этого больше не существует каких-либо проблем в отношении сопротивления передней аэродинамической конструкции явлению повреждения лопаток вентилятора. Фактически можно считать, что основное смещение корпуса вентилятора после повреждения лопатки не вызывает какого-либо значительного смещения на раме.

Кроме того, даже в случае повреждения лопатки вентилятора переднее соединение рамы с воздухозаборником значительно снижает и даже исключает риск сближения передней аэродинамической конструкции с воздухозаборником гондолы.

И, наконец, опять же из-за наличия переднего соединения между рамой и воздухозаборником требуемые расстояния значительно уменьшаются и частично выравниваются ниже по потоку между обтекателем рамы и пилоном в аэродинамически менее чувствительной области. В результате больше не требуется снабжать раму системой регулирования в отличие от того, что наблюдалось в известных устройствах.

Предпочтительно переднее средство подвески имеет форму переднего крепежного средства, способного воспринимать усилия, действующие в продольном, поперечном и вертикальном направлениях относительно двигателя.

Предпочтительно заднее средство подвески содержит два задних крепежных полуэлемента, расположенных по обе стороны от переднего участка жесткой конструкции устройства подвески, причем каждый из двух задних крепежных полуэлементов выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном и вертикальном направлениях двигателя, и обеспечивает ограниченное относительное смещение в продольном направлении относительно двигателя между задним участком рамы передней аэродинамической конструкции и передним участком жесткой конструкции.

Другими словами, каждый из двух задних крепежных полуэлементов воспринимает усилия, действующие в поперечном и вертикальном направлениях, но не усилия, действующие в продольном направлении, в котором, по существу, могут происходить незначительные смещения задней части передней аэродинамической конструкции относительно передней части жесткой конструкции.

По существу, комбинация переднего крепежного элемента и двух задних крепежных полуэлементов, составляющих группу средств подвески передней аэродинамической конструкции, позволяет получить средства подвески, которые, по существу, очень близки к статически определимой системе крепления.

Следует отметить, что выше было упомянуто восприятие нагрузок, действующих в поперечном и вертикальном направлениях двигателя через различные крепежные элементы. Это, в частности, используется в случае, когда двигатель предназначен для крепления над крылом самолета или подвески под ним, и, возможно, в случае крепления двигателя на задней части фюзеляжа самолета. Однако в этом последнем случае может оказаться, что усилия, воспринимаемые крепежными элементами, больше не будут направлены в поперечном или вертикальном направлениях двигателя, как было упомянуто выше, а будут направлены соответственно в первом направлении двигателя, перпендикулярном продольному направлению, и во втором направлении двигателя, перпендикулярном первому направлению и продольному направлению. При этом и первое, и второе направления наклонены относительно вертикального и поперечного направлений двигателя. Понятно, что вышеупомянутый наклон первого и второго направлений относительно двигателя зависит от геометрии, выбранной для силовой установки, и от ее положения относительно задней части фюзеляжа, что, например, хорошо известно специалистам в этой области техники.

Наиболее предпочтительно, чтобы два задних крепежных полуэлемента были расположены симметрично относительно средней плоскости силовой установки, проходящей по продольной оси двигателя. Следует обратить внимание на то, что второе направление, образующее эту плоскость, задано по адаптированной конфигурации. В качестве примера, следует отметить, что в случае, когда двигатель предназначен для крепления над или под крылом самолета, второе направление обычно является вертикальным направлением относительно двигателя.

Из вышеизложенного следует, что каждый из двух задних крепежных полуэлементов более предпочтительно образует вращательно-поступательное соединение, соответствующее комбинации шарового соединения и скользящего соединения в продольном направлении двигателя.

В силовой установке, где гондола обычно содержит воздухозаборник, установленный на одном уровне с корпусами вентилятора и расположенный перед ним, предпочтительно, чтобы аэродинамический обтекатель был смонтирован неподвижно на раме, содержащей вышеупомянутые переднее и заднее средства подвески. Аэродинамический обтекатель, более предпочтительно расположенный исключительно на раме, по существу закрывает эту раму, выполняющую роль опоры для корпусов вентилятора, поскольку силовая установка, кроме того, предпочтительно содержит ряд шарнирных соединений корпусов вентилятора, по меньшей мере часть которых прикреплены к этой же раме.

В этом отношении можно, например, на раме неподвижно разместить три из четырех шарнирных соединений, связанных с каждым корпусом вентилятора, причем последнее шарнирное соединение смонтировано на пилоне крепления. Как вариант, возможно размещение одного шарнирного соединения из четырех шарнирных соединений корпуса вентилятора на раме, а трех других шарнирных соединений - на пилоне, чтобы наилучшим образом ограничить массу рамы и тем самым усилия, которые должны восприниматься воздухозаборником. Понятно, что без отклонения от объема изобретения могут быть приняты во внимание другие решения для размещения шарнирных соединений, возможно, со свободным креплением некоторых из них, например, непосредственно соединенных с правым и левым корпусами вентилятора силовой установки.

В предпочтительном варианте выполнения расположение может быть таким, чтобы через задний участок рамы проходил передний участок жесткой конструкции устройства подвески.

Кроме того, устройство подвески предпочтительно содержит ряд крепежных элементов двигателя, к числу которых относится передний крепежный элемент, прикрепленный с одной стороны к жесткой конструкции, а с другой стороны - к корпусу вентилятора двигателя. В таком случае более предпочтительно расположить передний крепежный элемент двигателя в продольном направлении двигателя между передним и задним средствами подвески рамы передней аэродинамической конструкции.

Предпочтительно рама содержит лонжероны и поперечные конструктивные элементы, например жестко соединенные с лонжеронами арки, причем каждый из этих лонжеронов и поперечных конструктивных элементов находится в контакте с аэродинамическим обтекателем. Кроме того, рама содержит по меньшей мере одну соединительную тягу, воспринимающую нагрузку в продольном направлении двигателя и шарнирно соединенную своими концами с соответствующим передним и задним концевыми поперечными конструктивными элементами рамы.

В такой компоновке, где соединительная тяга (тяги) по существу выполняет конструктивную роль в сочетании с лонжеронами и поперечными элементами, вышеуказанная по меньшей мере одна соединительная тяга состоит из двух соединительных тяг, образующих вместе букву V, открытую к задней стороне, т.е. в направлении пилона крепления.

Как указано выше, рама более предпочтительно не имеет непосредственного механического соединения с двигателем, и ее единственное средство подвески на основании силовой установки предпочтительно содержит вышеуказанные переднее и заднее средства подвески.

И, наконец, объектом изобретения также является самолет, содержащий по меньшей мере один двигатель, такой как, например, описанный выше, установленный на крыле или в задней части фюзеляжа самолета.

Другие преимущества и особенности изобретения будут представлены ниже со ссылками на чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 показана часть силовой установки летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, вид в перспективе;

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

на фиг.3-4 подробно показана часть силовой установки, изображенной на фиг.1, виды в перспективе под двумя различными углами;

на фиг.5 показана часть рамы опоры корпусов вентилятора силовой установки согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе.

на фиг.6 - то же, вид сверху;

на фиг.7 показан задний нижний участок рамы, изображенной на фиг.5 и 6, вид в перспективе.

Варианты осуществления изобретения

Как показано на фиг.1 и 2, силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом самолета (не показано), содержит устройство 4 подвески, к которому крепится двигатель 6, например реактивный, и гондолу 3, передний участок которой показан на фиг.1.

Символом Х условно обозначено продольное направление устройства 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 6, причем это направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 6. Символом Y обозначено направление, поперечное направлению турбореактивного двигателя 6, а символом Z - вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.

Термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата под действием тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6, и это направление схематично показано стрелкой 7.

В целом устройство 4 подвески содержит жесткую конструкцию 8, также называемую первичной конструкцией, на которой расположены средства подвески двигателя 6. Эти средства подвески имеют ряд крепежных элементов 10 и 12, а также устройство 14 восприятия тяговых усилий, создаваемых двигателем 6.

Следует отметить, что устройство 4 подвески содержит другой ряд крепежных элементов (не показаны), добавленных к жесткой конструкции 8 и позволяющих обеспечить подвеску этой силовой установки 1 под крылом самолета.

Кроме того, устройство 4 подвески содержит ряд вторичных конструкций, добавленных к жесткой конструкции 8. Эти вторичные конструкции обеспечивают разделение и техническое обслуживание систем, а поддержка элементов аэродинамического обтекателя будет описана ниже.

На фигурах видно, что реактивный двигатель 6 имеет с передней стороны корпус 18 вентилятора большого размера, образующий кольцевой канал 20 вентилятора, и содержит в направлении задней стороны центральный корпус 22 меньшего размера, окружающий газогенератор этого реактивного двигателя. Разумеется, корпусы 18 и 22 соединены, образуя так называемый промежуточный корпус. Центральный корпус 22 продолжается в направлении задней стороны, именуемой корпусом выходного устройства (не показано).

Как показано на фиг.1, количество имеющихся крепежных элементов 10 и 12 двигателя устройства 4 равно двум, и соответственно они именуются как передний крепежный элемент двигателя и задний крепежный элемент двигателя. Предпочтительно передний крепежный элемент 10 двигателя расположен между передним участком жесткой конструкции 8 и верхним участком корпуса 18 вентилятора, также называемым радиальным концевым участком. Этот передний крепежный элемент 10 двигателя имеет стандартную конструкцию и известен специалистам в данной области техник как, например, элемент, предназначенный для восприятия усилий по трем направлениям X, Y и Z.

Задний крепежный элемент 12 двигателя также имеет стандартную конструкцию и известен специалистам в этой области техники. Он может воспринимать усилия, действующие в направлениях Y и Z, и расположен между задней частью жесткой конструкции 8 и центральным корпусом 22 или корпусом выходного устройства.

Устройство 14 восприятия создаваемых двигателем тяговых усилий может иметь стандартную форму двойных соединительных тяг, каждая из которых расположена с одной стороны двигателя 6. Передний конец каждой соединительной тяги закреплен на заднем участке корпуса вентилятора или промежуточном корпусе, а задний конец добавлен к заднему крепежному элементу 12 двигателя или к жесткой конструкции 8.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения жесткая конструкция 8 имеет форму кессона, продолжающегося в направлении задней стороны, по существу в направлении X.

Кессон 8, лучше всего показанный на фиг.1, имеет форму пилона, конструкция которого схожа с обычной конструкцией пилонов для крепления реактивных двигателей, в частности он снабжен поперечными нервюрами 9, каждая из которых имеет форму прямоугольника, расположенного в плоскости YZ.

Как показано на фиг.2, в число вторичных конструкций пилона 4 входят передняя аэродинамическая конструкция 24, задняя аэродинамическая конструкция 26, соединительный обтекатель 28 передней и задней аэродинамических конструкций и задний нижний аэродинамический обтекатель 30.

В целом, эти вторичные конструкции являются стандартными элементами, которые идентичны или схожи с известными элементами и знакомы специалистам в этой области техники, за исключением передней аэродинамической конструкции 24, которая будет подробно описана ниже.

Передняя аэродинамическая конструкция 24, являющаяся единственной вторичной конструкцией, показанной на фиг.1, обычно расположена у передней стороны крыла и немного приподнята относительно первичной конструкции 8, к которой она прикреплена. Она выполняет функцию аэродинамического профиля между верхним участком корпусов вентиляторов и передней кромкой крыла. Эта передняя аэродинамическая конструкция 24 имеет не только функцию поддержки корпусов вентилятора и аэродинамического обтекателя, но также создает возможность регулировки, разделения и прокладки различных систем (воздушной, электрической, гидравлической, топливной).

Непосредственно в заднем продолжении этой конструкции 24 над жестким элементом 8 смонтирован соединительный обтекатель 28, также называемый «зализом». Далее, опять же в направлении задней стороны соединительный обтекатель 28 имеет продолжение в виде задней аэродинамической конструкции 26, которая содержит главный участок гидравлического оборудования. Предпочтительно эта конструкция 26 полностью расположена с задней стороны относительно жесткой конструкции 8 и крепится под крылом самолета.

Под жесткой конструкцией 8 и задней аэродинамической конструкцией 26 расположен задний нижний аэродинамический обтекатель 30, также называемый «экраном» или «задним обтекателем пилона». Его основные функции - образование противопожарной перегородки и обеспечение аэродинамической непрерывности между выходным устройством двигателя и пилоном крепления.

На фиг.1 показан участок гондолы 3, содержащей на переднем конце воздухозаборник 32, прикрепленный к передней стороне корпуса 18 вентилятора, и расположенные сразу за воздухозаборником 32 два корпуса 34 вентилятора (на фиг.1 виден только один корпус вентилятора), каждый из которых шарнирно установлен на передней аэродинамической конструкции 24. Хотя это и не показано, следует понимать, что гондола 3 стандартной конструкции содержит в направлении задней стороны другие элементы, известные специалистам в этой области техники, как, например, корпуса реверса тяги, установленные на жесткой конструкции 8.

На верхнем заднем участке воздухозаборника 32 имеется аэродинамический выступающий элемент 31, расположенный в переднем направлении как продолжение передней аэродинамической конструкции 24. Естественно, необходимо по возможности обеспечить наилучшую аэродинамическую непрерывность между вышеуказанными соединяемыми элементами 31 и 24, которые по существу проходят в направлении Х на верхнем участке силовой установки 1. Следует отметить, что изобретение может быть осуществлено и без выступающего элемента 31.

На фиг.3 и 4 подробно показана передняя аэродинамическая конструкция 24, которая содержит раму 40, образующую часть этой конструкции. Рама расположена в основном над корпусом 18 вентилятора и изготовлена обычным способом, известным специалистам в данной области техники, т.е. в виде набора из лонжеронов, проходящих по существу в направлении X, и поперечных элементов арочного типа, открытых снизу, например, из элементов по существу полуцилиндрической формы, как ясно видно на фиг.3 и 4.

Кроме того, передняя часть жесткой конструкции 8 пилона 4 входит во внутреннюю часть этой рамы, пересекая по меньшей мере первую арку этой рамы. Поскольку вышеуказанный передний крепежный элемент 10 двигателя смонтирован на переднем конце жесткой конструкции 8, то этот передний крепежный элемент 10 частично расположен в пределах внутреннего пространства, ограниченного рамой 40. Следует отметить, что на фиг.3 и 4 нижний участок крепежного элемента 10, предназначенный для добавления к корпусу 18 вентилятора, для ясности не показан.

Для установки рамы 40 на силовой установке 1 имеются переднее и заднее средства подвески, которые будут описаны ниже.

Что касается переднего средства подвески, то оно обычно имеет форму переднего крепежного элемента 42, добавленного к переднему концу рамы 40. Одна из особенностей изобретения состоит в том, что этот передний крепежный элемент 42 крепится не только к раме 40, но также и к воздухозаборнику 32, а более предпочтительно к его аэродинамическому выступающему элементу 31. Тем не менее этот выступающий элемент 31 может быть частью конструкции 24 и может быть жестко установлен на воздухозаборнике с помощью крепежного элемента 42.

В частности, передний крепежный элемент 42, схематично показанный на фиг.3 и 4, монтируется на выступающем элементе 31 и на верхней части самой передней арки рамы. Более предпочтительной является конструкция, позволяющая воспринимать усилия, создаваемые двигателем в каждом из направлений X, Y и Z, как, например, схематично показано на фиг.3 и 4. Следует отметить, что этот крепежный элемент может быть спроектирован стандартным образом с использованием кронштейнов и осей, что, например, хорошо известно специалистам в этой области техники. В частности, он может быть выполнен в виде шарового шарнира, установленного таким образом, чтобы воспринимать усилия, действующие в трех направлениях.

Предпочтительно заднее средство подвески имеет форму двух задних крепежных полуэлементов, расположенных с обеих сторон переднего участка жесткой конструкции 8. Как видно на фиг.3 и 4, эти два крепежных полуэлемента 44а и 44b более предпочтительно расположены позади переднего крепежного элемента 10 двигателя таким образом, что последний расположен в направлении Х между передним и задним средствами подвески передней аэродинамической конструкции 24. Более предпочтительно, чтобы каждый из двух задних крепежных полуэлементов 44а и 44b был выполнен таким образом, чтобы он воспринимал усилия, действующие на него в направлениях Y и Z, но не усилия, действующие на него в направлении X. В этом случае они спроектированы стандартным образом с использованием осей и кронштейнов, известных специалистам в этой области техники. Следует отметить, что каждый крепежный полуэлемент может включать в себя кронштейн, проходящий в направлении Y и имеющий на конце, противоположном концу, соединенному с жесткой конструкции 8, серьгу, которую пересекает ось, взаимодействующая также с кронштейном, помещенным в вышеуказанную серьгу и соединенным с рамой 40. Кроме того, каждый из этих двух задних крепежных полуэлементов 44а и 44b выполнен таким образом, что он допускает ограниченное относительное смещение в направлении Х между задним и передним частями аэродинамической конструкции 24 жесткой конструкции 8 пилона. Если передние средства подвески соединены с самой передней аркой рамы 40, то два задних крепежных полуэлемента 44а и 44b соединены с самой дальней аркой рамы 40, как показано на фиг.3 и 4. С другой стороны, эти два крепежных полуэлемента расположены симметрично относительно вертикальной средней плоскости Р, проходящей через продольную ось 5 двигателя. Эта плоскость Р в целом образует плоскость симметрии силовой установки, предназначенной для размещения под крылом самолета.

Кроме того, следует отметить, что каждый из двух задних крепежных полуэлементов 44а и 44b может быть выполнен в виде вращательно-поступательного соединения, соответствующего комбинации шарового соединения, предпочтительно расположенного между вышеуказанным кронштейном и осью крепежного полуэлемента, и скользящего соединения в продольном направлении двигателя, т.е. в направлении той же оси.

Рама 40, стандартно закрытая аэродинамическим обтекателем 46, который более предпочтительно крепится исключительно на этой же раме 40, а не на другом элементе установки, снабжена рядом шарнирных соединений с корпусом 34 вентилятора. Наиболее предпочтительно эти шарнирные соединения размещены на каждом из двух боковых лонжеронов рамы с каждой стороны от плоскости Р. Таким образом, каждый из этих двух лонжеронов 50 содержит ряд шарнирных соединений, присоединенных к корпусам 34 вентилятора гондолы. Эти шарнирные соединения 48, находящиеся на каждом лонжероне 50, могут образовывать все или часть средств подвески корпуса вентилятора. В примере, показанном на фиг.3 и 4, имеются, например, три шарнирных соединения 48 лонжерона 50, связанных с четвертым шарнирным соединением 48, расположенным на удалении от трех других шарнирных соединений в направлении задней стороны последних. Это четвертое шарнирное соединение 48 фактически жестко присоединено к передней части жесткой конструкции 8 у задней стороны заднего средства подвески передней аэродинамической конструкции 24. Понятно, что для каждого из двух корпусов 34 вентилятора на раме 40 имеются шарнирные соединения 48 и шарнирное соединение или шарнирные соединения 48, находящиеся у задней стороны жесткой конструкции 8, расположены на той же оси шарнирных соединений корпуса 34.

Как вариант, можно, например, прикрепить три шарнирных соединения 48 к жесткой конструкции и одно - к раме, или, кроме того, можно было бы приспособить какую-либо другую компоновку, возможно, с одним или несколькими свободно смонтированными шарнирными соединениями, не имеющими никакого крепежного элемента.

На фиг.5-7 показана рама 40, выполненная в соответствии с другим предпочтительным вариантом осуществления изобретения. Понятно, что рама 40, которая будет описана далее, выполняет функцию, идентичную функции, которая уже была описана.

Как наилучшим образом показано на фиг.5 и 6, рама 40 имеет два боковых лонжерона 50, проходящих по длине рамы от одного ее конца к другому и предназначенных для поддержки шарнирных соединений корпусов вентилятора (не показаны). Кроме того, рама 40 содержит другие лонжероны 54, расположенные, если смотреть сверху, между двумя лонжеронами 50 и также проходящие по длине рамы 40 от одного ее конца к другому. Кроме того, эти четыре лонжерона 50, 54 соединены посредством жесткой заделки с поперечными конструктивными элементами, к которым относятся передний концевой поперечный конструктивный элемент в виде сплошной нервюры 56, предназначенной для размещения на ней переднего крепежного элемента 42, задний концевой поперечный конструктивный элемент с вырезом 59, обеспечивающий проход переднего участка жесткой конструкции пилона крепления, и, наконец, промежуточный конструктивный элемент 60 арочного типа, открытый снизу.

По существу все вышеупомянутые элементы, т.е. лонжероны 50, 54 и поперечные конструктивные элементы 56, 58, 60, образуют поверхность опоры для аэродинамического обтекателя 46 (не показан), фактически предназначенного для контакта с каждым из вышеуказанных конструктивных элементов.

Кроме того, для обеспечения достаточной передачи усилий в направлении Х от передней стороны к задней стороне рамы 40 в добавление к опорной конструкции аэродинамического обтекателя установлены воспринимающие усилия соединительные тяги 62, также предпочтительно проходящие, по существу, по длине рамы от одного ее конца до другого. Тем не менее эти соединительные тяги 62 не требуются, в частности, когда лонжероны 50 предназначены для поддержки корпусов вентилятора, как описано выше. Однако они могут быть полезными, когда лонжероны 50 имеют размеры, предназначенные для поддержки обтекателя 46, а не корпусов вентилятора, т.е. в случае, который фактически имеет место, когда рама передней аэродинамической конструкции 24 не предназначена для поддержки этих корпусов, шарнирно соединенных с пилоном крепления.

Как показано на фиг.6, имеются две соединительные тяги 62, передний конец каждой из которых шарнирно соединен с передним концевым поперечным конструктивным элементом 56 с помощью промежуточного жестко установленного кронштейна 64. Задний конец каждой соединительной тяги 62 шарнирно соединен с кронштейном 66, прикрепленным к заднему концевому поперечному конструктивному элементу 58. Как показано из фиг.7, каждый кронштейн 66 фактически может быть выполнен в виде серьги, в которую вставлен задний конец соединительных тяг 62. При этом образовано шарнирное соединение, более предпочтительно расположенное в направлении Z. Возможно также шарнирное соединение передних концов соединительных тяг 62.

Как показано на фиг.6, две соединительные тяги 62 восприятия усилий, действующих в направлении X, совместно образуют конструкцию в виде буквы V, открытой в направлении задней стороны, причем вершина буквы V расположена по существу на жестко установленном соединительном кронштейне 64. Две соединительные тяги 62 расположены симметрично относительно вышеуказанной плоскости Р между двумя лонжеронами 50 и предпочтительно между двумя верхними лонжеронами 54.

На фиг.7 подробно показан задний крепежный полуэлемент 44а. Как упомянуто выше, этот полуэлемент 44а содержит кронштейн 70, расположенный между двумя боковинами серьги 72. Соединение этих двух элементов 70 и 72 выполнено посредством направляющей оси 74, расположенной в направлении X, и шарнирного соединения 76, наружное кольцо которого неподвижно расположено в отверстии кронштейна 70, прикрепленного к раме 40, в частности к заднему концевому поперечному конструктивному элементу 58. По существу, эта конструкция характеризует выполнение вращательно-поступательного соединения, поскольку она содержит комбинацию шарнирного соединения 76 и скользящего соединения 74, расположенного в направлении X. Следует отметить, что отличие этого заднего крепежного полуэлемента от заднего крепежного полуэлемента 44а, показанного на фиг.3, состоит в том, что расстояние между боковинами серьги 72, показанной на фиг.7, превышает соответствующее расстояние в конструкции, показанной на фиг 3. По существу, ограничение смещения рамы 40 в направлении Х относительно первичной конструкции пилона крепления менее значительно, чем смещение в конструкции, соответствующей варианту осуществления, показанному на фиг.3. Разумеется, ось 74 жестко установлена в серьге 72, а требуемое скользящее соединение достигается скольжением нижнего кольца шарнирного соединения 76 по той же оси 74.

Разумеется, специалистами в данной области техники могут быть выполнены различные модификации изобретения, описанного исключительно в качестве неограничивающего примера. В этом отношении можно особо отметить, что силовая установка 1 была представлена в компоновке, адаптированной к подвеске под крылом самолета, однако эта установка 1 также может быть представлена и в других компоновках, позволяющих устанавливать ее над крылом или в задней части фюзеляжа самолета.

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая двигатель (6), устройство (4) его подвески и гондолу, окружающую двигатель (6) и снабженную корпусами (34) вентилятора и воздухозаборником (32), причем устройство (4) подвески содержит жесткую конструкцию (8) и переднюю аэродинамическую конструкцию (24), содержащую раму (40), закрытую аэродинамическим обтекателем (46) и имеющую заднее средство (44а, 44b) подвески, установленное на жесткой конструкции (8) устройства (4) подвески, отличающаяся тем, что рама (40) передней аэродинамической конструкции (24) снабжена передним средством (42) подвески, установленным на воздухозаборнике (32).

2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что переднее средство (42) подвески имеет форму переднего крепежного средства, выполненного с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном (X), поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях двигателя (6).

3. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что заднее средство подвески содержит два задних крепежных полуэлемента (44а, 44b), расположенных по обе стороны от переднего участка жесткой конструкции (8) устройства (4) подвески, причем каждый из двух задних крепежных полуэлементов выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном (Y) и вертикальном (Z) направлениях двигателя (6), и обеспечения ограниченного относительного смещения в продольном направлении (X) двигателя (6) между задней частью рамы (40) передней аэродинамической конструкции (24) и передней частью жесткой конструкции (8).

4. Силовая установка (1) по п.3, отличающаяся тем, что два крепежных полуэлемента (44а, 44b) расположены симметрично относительно средней плоскости (Р) установки (1), проходящей вдоль продольной оси (5) двигателя (6).

5. Силовая установка (1) по п.3, отличающаяся тем, что каждый из двух крепежных полуэлементов (44а, 44b) представляет собой вращательно-поступательное соединение.

6. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что воздухозаборник (32) установлен на одном уровне с корпусами (34) вентилятора и расположен перед ними.

7. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что корпусы вентилятора шарнирно соединены с рамой (40) передней аэродинамической конструкции, содержащей переднее и заднее средства (42, 44а, 44b) подвески.

8. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что передняя часть жесткой конструкции (8) устройства (4) подвески проходит через заднюю часть рамы (40) передней аэродинамической конструкции.

9. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что содержит ряд шарнирных соединений (48) корпусов вентилятора, причем по меньшей мере некоторые из этих шарнирных соединений установлены на раме (40) передней аэродинамической конструкции.

10. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что устройство (4) подвески содержит ряд крепежных элементов двигателя, к числу которых относятся передний крепежный элемент (10) двигателя, с одной стороны установленный на жесткой конструкции (8), и с другой стороны - на корпусе (18) вентилятора двигателя (6).

11. Силовая установка (1) по п.10, отличающаяся тем, что передний крепежный элемент (10) двигателя расположен в продольном направлении (X) двигателя (6) между передним и задним средствами подвески рамы (40) передней аэродинамической конструкции (24).

12. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что рама (40) передней аэродинамической конструкции содержит лонжероны (50, 54), жестко соединенные с ними поперечные конструктивные элементы (56, 58, 60), причем каждый из этих лонжеронов и поперечных конструктивных элементов находится в контакте с аэродинамическим обтекателем (46), и по меньшей мере одну соединительную тягу (62) восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) двигателя, шарнирно соединенную двумя своими концами соответственно с передним концевым поперечным конструктивным элементом (56) рамы (40) передней аэродинамической конструкции и задним концевым поперечным конструктивным элементом (58) этой рамы (40).

13. Силовая установка (1) по п.12, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна соединительная тяга образована двумя соединительными тягами (62, 62), совместно образующими букву V, открытую в заднем направлении.

14. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что рама (40) передней аэродинамической конструкции не имеет непосредственного механического соединения с двигателем (6).

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



 

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 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