Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек

Авторы патента:


Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек
Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек
Гондола турбореактивного двигателя, содержащая демпферы для боковых крышек

 


Владельцы патента RU 2469922:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек. Гондола (1) турбореактивного двигателя содержит переднюю часть (6) с воздухозаборником, среднюю часть (7) и заднюю часть (8), образованную двумя боковыми крышками (9), установленными с возможностью поворота под действием силового цилиндра (11) и телескопической соединительной штанги (12). Первый конец (13, 14), соответственно, цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а второй конец (16, 17) закреплен в соответствующей боковой крышке. Также гондола содержит демпфирующий элемент (19), расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем указанный демпфирующий элемент выполнен так, что он находится в предварительно напряженном состоянии, когда боковая крышка находится в рабочем положении. Технический результат заключается в уменьшении массы и габаритов телескопической соединительной штанги. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата.

Летательный аппарат приводится в движение посредством множества турбореактивных двигателей, каждый из которых находится в гондоле, также вмещающей группу вспомогательных исполнительных устройств, связанных с его работой и выполняющих различные функции во время эксплуатации или простоя турбореактивного двигателя. Эти вспомогательные исполнительные устройства содержат, в частности, механическую систему для приведения в действие реверсоров тяги.

Гондола обычно имеет трубчатую конструкцию, содержащую переднюю часть с воздухозаборником, размещенным перед турбореактивным двигателем, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, в которой можно разместить устройства реверсирования тяги и предназначенную для окружения камеры сгорания турбореактивного двигателя, при этом гондола обычно заканчивается реактивным соплом, выпускное отверстие которого находится позади турбореактивного двигателя.

Современные гондолы часто проектируют для установки в них турбореактивного двигателя, способного генерировать посредством лопастей вращающегося вентилятора поток горячего воздуха (также называемый основным потоком), исходящего из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Гондола обычно содержит наружную конструкцию, называемую наружной неподвижной конструкцией ННК, которая вместе с концентрической внутренней конструкцией, называемой внутренней неподвижной конструкцией ВНК, включающей в себя капот, охватывающий конструкцию собственно турбореактивного двигателя в хвостовой части вентилятора, образует кольцевой проточный канал, называемый также трактом, для направленного перемещения потока холодного воздуха, называемого воздухом второго контура, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя. Основной поток и воздух второго контура выбрасываются из турбореактивного двигателя через хвостовую часть гондолы.

Таким образом, каждая силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешена на неподвижной конструкции летательного аппарата, например под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или опоры, прикрепляемых к турбореактивному двигателю или к гондоле.

Задняя часть наружной конструкции гондолы обычно образована двумя боковыми крышками по существу полуцилиндрической формы, устанавливаемыми по обе стороны продольной вертикальной плоскости симметрии с возможностью перемещения так, что они могут открываться между рабочим положением и положением технического обслуживания для получения доступа к турбореактивному двигателю.

Эти две боковые крышки обычно установлены с возможностью поворота вокруг продольной оси, проходящей по верхней части реверса с узлом поворота в точке, соответствующей положению часовой стрелки «12 часов». Боковые крышки удерживаются в закрытом состоянии посредством запирающих устройств, расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части через точку «6 часов».

Каждая боковая крышка открывается посредством, по меньшей мере, одного силового цилиндра и удерживается в раскрытом положении посредством, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги, причем как указанный силовой цилиндр, так и указанная телескопическая соединительная штанга имеет первый конец, закрепленный обычно на турбореактивном двигателе, и второй конец, закрепленный на передней раме указанной боковой крышки, причем эта передняя рама является элементом, присоединяющим заднюю часть к неподвижной части средней части гондолы.

Однако было замечено, что телескопическая соединительная штанга может утратить все или некоторые из своих конструктивных и функциональных способностей, если она подвергается воздействию вибраций, создаваемых двигателем в течение определенного периода времени.

Уже известен способ демпфирования этих вибраций посредством включения пружин сжатия в корпус телескопической соединительной штанги. Тем не менее, этот тип телескопической соединительной штанги обладает рядом недостатков.

Во-первых, механик должен приложить значительные сжимающие усилия при установке данной телескопической соединительной штанги, что, в конечном счете, делает эту операцию затруднительной.

Кроме того, из-за наличия внутренней пружины сжатия данная телескопическая соединительная штанга должна храниться в максимально раздвинутом состоянии, что приводит к потере полезной площади хранения.

Затем, для указанного включения пружины сжатия требуется увеличенный диаметр корпуса телескопической соединительной штанги, что приводит к увеличению массы и габарита.

Задачей данного изобретения является устранение всех или некоторых вышеуказанных недостатков, для чего предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая переднюю часть с воздухозаборником, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками, установленными с возможностью поворота так, что каждая из них может быть раскрыта между рабочим положением и положением технического обслуживания под действием, по меньшей мере, одного силового цилиндра и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги, причем каждый первый конец, соответственно, цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а каждый второй конец цилиндра и штанги закреплен в соответствующей боковой крышке, и отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, один демпфирующий элемент, расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем, когда боковая крышка находится в рабочем положении, указанный демпфирующий элемент находится в предварительно напряженном состоянии.

Таким образом, выполнение демпфирующего элемента снаружи телескопической соединительной штанги позволяет использовать любой тип телескопической соединительной штанги, в частности стандартную телескопическую соединительную штангу, имеющую низкую стоимостью производства, и для хранения которой требуется лишь минимальное пространство. Кроме того, в этом случае отсутствует необходимость в обеспечении увеличенного диаметра для размещения пружины сжатия.

Предпочтительным будет такое исполнение, при котором второй конец силового цилиндра и второй конец соединительной штанги закреплены в передней раме, которая является частью соответствующей боковой крышки.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления данного изобретения демпфирующий элемент содержит пластинчатую пружину.

Предпочтительно, чтобы первый конец этой пластинчатой пружина был закреплен в соответствующей боковой крышке, а второй конец давил на соединительную штангу.

Также предпочтительно, чтобы первый конец пластинчатой пружины был закреплен в передней раме.

Данное изобретение также относится, с одной стороны, к силовой установке, содержащей предлагаемую гондолу, расположенную вокруг турбореактивного двигателя, и, с другой стороны, к летательному аппарату, содержащему, по меньшей мере, одну подобную силовую установку.

Осуществление данного изобретения будет более подробного раскрыто ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 представляет собой схематический вид в продольном разрезе предлагаемой гондолы, в закрытом состоянии;

фиг.2 представляет собой частичный схематический вид в поперечном разрезе задней части, показанной на фиг.1, когда боковая крышка находится, соответственно, в рабочем положении и в положении технического обслуживания;

фиг.3 представляет собой частичный увеличенный вид в разрезе по линии III-III задней части, показанной на фиг.2.

Предлагаемая гондола 1 летательного аппарата, как показано на фиг.1, содержит известным, по существу, способом, наружную конструкцию 2, называемую ННК (OFS), которая, совместно с концентрической внутренней конструкцией 4, окружающей конструкцию собственно турбореактивного двигателя (не показан) в хвостовой части вентилятора 5, образует кольцевой канал 3 циркуляции.

Точнее, эта наружная конструкция 2 разделена на переднюю часть 6 с воздухозаборником, среднюю часть 7, предназначенную для окружения вентилятора 5, и заднюю часть 8, образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками 9.

Как более подробно показано на фиг.2 и 3, каждая из двух боковых крышек 9 установлена с возможностью вращения вдоль продольной оси 10, расположенной в верхней части (в положение 12 часов) таким образом, что боковая крышка может попеременного перемещаться между рабочим положением, в котором она максимально приближена к турбореактивному двигателю, и положением технического обслуживания, в котором боковая крышка открыта наружу, под воздействием, по меньшей мере, одного силового цилиндра 11 и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги 12, причем первые концы 13, 14, соответственно, цилиндра и штанги закреплены на турбореактивном двигателе, а вторые их концы 16, 17 закреплены в передней раме 18 соответствующей боковой крышки 9.

В соответствии с данным изобретением демпфирующий элемент выполнен в виде пластинчатой пружины 19, расположенной между каждой соединительной штангой 12 и указанной соответствующей боковой крышкой 9. Данная пластинчатая пружина 19 имеет первый конец 21, закрепленный в передней раме 18, например, болтовым соединением или другими средствами, имеющимися в распоряжении специалиста, и второй конец 22, оказывающий давление на соединительную штангу 12.

В рабочем положении две боковые крышки 9 расположены в максимальном приближении к турбореактивному двигателю и обычно удерживаются в этом положении с помощью множества запирающих устройств (не показаны), расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части через точку «6 часов».

Пластинчатая пружина 19 выполнена так, что она находится в предварительно напряженном состоянии, когда соответствующая боковая крышка 9 находится в рабочем положении.

Таким образом, при рабочем положении боковой крышки 9, показанной на фиг.3, пластинчатая пружина 19 находится в сжатом состоянии между соединительной штангой 9 и передней рамой 18.

В результате этого воздействия, оказываемые на соединительную штангу 12 вследствие создаваемых турбореактивным двигателем вибраций, значительно уменьшаются благодаря наличию пластинчатой пружины 19, которая постоянно находится в активном состоянии.

Соответственно, расположение демпфирующего элемента 19 снаружи телескопической соединительной штанги 12 позволяет использовать любой тип телескопической штанги, в частности стандартную телескопическую соединительную штангу, имеющую низкую стоимость производства, и хранение которой требует минимального пространства. Кроме того, в этом случае отсутствует необходимость в обеспечении увеличенного диаметра для размещения демпфирующего элемента 19.

Несмотря на то, что данное изобретение было раскрыто со ссылкой на конкретные примеры вариантов осуществления, вполне очевидно, что оно никоим образом не ограничивается этим, а охватывает все технические эквиваленты раскрытых средств, а также их сочетаний, если они находятся в рамках данного изобретения.

1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая переднюю часть (6) с воздухозаборником, среднюю часть (7), предназначенную для окружения вентилятора (5) турбореактивного двигателя, и заднюю часть (8), образованную, по меньшей мере, двумя боковыми крышками (9), установленными с возможностью поворота так, чтобы каждая из них могла открываться между рабочим положением и положением технического обслуживания под действием, по меньшей мере, одного силового цилиндра (11) и, по меньшей мере, одной телескопической соединительной штанги (12), причем каждый первый конец (13, 14) соответственно цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а второй конец (16, 17) закреплен в соответствующей боковых крышке, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, один демпфирующий элемент (19), расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем указанный демпфирующий элемент выполнен так, что он находится в предварительно напряженном состоянии, когда боковая крышка находится в рабочем положении.

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что второй конец (16) силового цилиндра (11) и второй конец (17) соединительной штанги (12) закреплены в передней раме (18), которая является частью соответствующей боковой крышки (19).

3. Гондола (1) по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что демпфирующий элемент содержит пластинчатую пружину (19).

4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что пластинчатая пружина (19) имеет первый конец (21), закрепленный в соответствующей боковой крышке (9), и второй конец (22), давящий на соединительную штангу (12).

5. Гондола (1) по п.4, отличающаяся тем, что первый конец (21) пластинчатой пружины (12) закреплен в передней раме (18).

6. Силовая установка, отличающаяся тем, что она содержит гондолу (1) по любому из пп.1-5, расположенную вокруг турбореактивного двигателя.

7. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну силовую установку по п.6.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к запирающему устройству, устанавливаемому на участке смыкания гондолы. .

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

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

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

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

Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к системе крепления пилона к крылу. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей, гротов, панелей на летательных аппаратах, в частности гидросамолетах.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей на летательных аппаратах. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединительному устройству подвижных относительно друг друга элементов гондолы

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности

Изобретение относится к соединительным устройствам для соединения элементов, шарнирно поворотных относительно друг друга

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, прикрепляемой к какой-либо самолетной конструкции с помощью соединительной стойки

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для размещения двигателя (2) летательного аппарата

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а). Задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим уменьшенному поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9). Гондола также содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний но потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении. Указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а). Передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за зоной (35) вверх по потоку. Полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1а). Исключается возможность блокировки смещения наружной стенки (1а) относительно обтекателя (13). 16 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания. Один из упомянутых полукапотов, верхний (2) и нижний (3), установлен с возможностью индивидуального поворота на дистальной кромке (7d) пилона (7) таким образом, чтобы в открытом положении обеспечивать доступ одновременно к двигателю (4) и к центральному отсеку (7b) пилона (7). Технический результат заключается в обеспечении более удобного доступа к оборудованию, установленному внутри пилона. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости. Устройство для придания жесткости размещено на уровне находящегося выше по потоку края упомянутой дверцы и содержит гибкий элемент (38), следующий по изогнутому профилю упомянутой дверцы между двумя отдаленными узлами крепления, предохранительный указатель, содержащий защелку (60), выполненную с возможностью поворота вокруг оси (62) вращения, связанную с дверцей (16), а также средства для натяжения гибкого элемента (38) между двумя узлами крепления и управления поворотом в заблокированное положение защелки (60). Технический результат заключается в обеспечении улучшенных аэродинамических характеристик гондолы летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем. Гондола также содержит устройство опоясывания в форме гибкого элемента (38), направляющие средства (4), позволяющие гибкому элементу (38) следовать по изогнутому профилю дверцы, первый узел крепления (42) гибкого элемента (38), жестко соединенный с первым краем (78) козырька, и второй узел крепления гибкого элемента (38), жестко соединенный со вторым краем (80) козырька. Узлы крепления (42) позволяют движение относительного перемещения в направлении, параллельном продольной оси гондолы, между козырьком (14) и дверцей (16). Технический результат заключается в обеспечении улучшенных аэродинамических характеристик гондолы летательного аппарата. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Наверх