Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата



Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата
Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата
Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата
Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата
Нижний задний аэродинамический обтекатель устройства крепления двигателя летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2475419:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к нижнему заднему аэродинамическому обтекателю для устройства крепления двигателя. Обтекатель (30) содержит две боковые панели (44), соединенные между собой поперечными внутренними нервюрами (46), отстоящими друг от друга в продольном направлении (X) обтекателя. Обтекатель (30) также содержит теплозащитное перекрытие (32), обдуваемое потоком (36) первого контура от двигателя. Согласно изобретению, обтекатель (30) дополнительно содержит две продольные соединительные стенки (58), отделяющие теплозащитное перекрытие (32) от поперечных внутренних нервюр (46), при этом первый боковой конец (62) каждой из указанных соединительных стенок (58) закреплен на соответствующем боковом конце (60) теплозащитного перекрытия (32), а вторые боковые концы (64) указанных соединительных стенок (58) закреплены на поперечных внутренних нервюрах (46). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических качеств обтекателя. 4 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к нижнему заднему аэродинамическому обтекателю устройства крепления двигателя, называемому также задним обтекателем пилона (AFT - от англ. «Aft Pylon Fairing»), предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и соответствующим двигателем.

Изобретение может быть использовано для любого типа летательного аппарата, оборудованного турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.

Этот тип устройства крепления, называемого также стойкой крепления, позволяет осуществлять подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или устанавливать этот газотурбинный двигатель над этим крылом.

Уровень техники

Такое устройство крепления предназначено для соединения газотурбинного двигателя с крылом летательного аппарата. Оно позволяет передавать на конструкцию летательного аппарата усилия, создаваемые его газотурбинным двигателем, обеспечивает прокладку топливных, электрических, гидравлических и воздушных магистралей между двигателем и летательным аппаратом.

Для обеспечения передачи усилий устройство крепления содержит жесткую конструкцию, называемую первичной конструкцией, часто кессонного типа, т.е. образованной соединением верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, посредством поперечных нервюр.

Устройство оборудовано средствами крепления, расположенными между газотурбинным двигателем и жесткой конструкцией, при этом указанные средства содержат в основном две подвески двигателя, а также устройство восприятия создаваемых газотурбинным двигателем тяговых усилий. В известных технических решениях устройство восприятия усилий обычно содержит две боковые тяги, одной стороной соединенные с задней частью корпуса вентилятора газотурбинного двигателя, а другой - с задней подвеской, закрепленной на центральном корпусе двигателя.

Устройство крепления содержит также другой ряд подвесок, образующих монтажную систему, выполненную между жесткой конструкцией и крылом летательного аппарата. Эта система обычно состоит из двух или трех подвесок.

Кроме того, устройство крепления оборудовано несколькими вторичными конструкциями, обеспечивающими разделение и удержание систем, одновременно поддерживая элементы аэродинамического обтекателя, причем, как правило, последние выполнены в виде сборных панелей, установленных на конструкциях. Вторичные конструкции отличаются от жесткой конструкции тем, что они не предназначены для передачи усилий от двигателя на крыло летательного аппарата.

Среди вторичных конструкций следует указать нижний задний аэродинамический обтекатель, называемый также APF, который выполняет несколько функций, в том числе создание теплового или противопожарного барьера и обеспечение аэродинамической непрерывности между выходом двигателя и стойкой крепления.

Нижний задний аэродинамический обтекатель обычно выполнен в виде кессона, содержащего две боковые панели, соединенные между собой поперечными внутренними нервюрами, отстоящими друг от друга в продольном направлении обтекателя, а также теплозащитное перекрытие. Необходимо уточнить, что этот кессон обычно не закрывают со стороны, противоположной теплозащитному перекрытию, т.е. в верхней части, если двигатель предназначен для установки под крылом летательного аппарата, поскольку именно в этом месте его соединяют с другими элементами стойки.

Теплозащитное перекрытие имеет наружную поверхность, обтекаемую ограничиваемым им потоком первого контура двигателя. Боковые панели обтекаются снаружи потоком второго контура двигателя в соответствии с их расположением в кольцевом канале потока второго контура двигателя и/или на выходе двигателя.

В известных технических решениях теплозащитное перекрытие устанавливают неподвижно на поперечных внутренних нервюрах кессона, с которыми оно находится в контакте, а его противоположные боковые концы неподвижно устанавливают на двух боковых панелях, которые охватывают также поперечные нервюры.

В такой компоновке теплозащитное перекрытие находится в контакте с потоком первого контура очень высокой температуры, что заставляет его сильно деформироваться из-за теплового расширения. Однако соответствующие места его жесткой посадки на поперечных внутренних нервюрах и на внутреннем конце каждой из двух боковых панелей создают сильные термомеханические напряжения внутри перекрытия и боковых панелей, что, разумеется, отрицательно сказывается на этих элементах.

Следует отметить, что влияние сильных термомеханических напряжений, связанное с сильным тепловым расширением перекрытия, усугубляется тем, что боковые панели обдуваются относительно холодным потоком второго контура, поэтому они подвергаются лишь незначительной деформации от теплового расширения. Вместе с тем, они все же подвергаются существенной деформации, связанной с созданием напряжений в результате расширения перекрытия, с которым они непосредственно и жестко соединены, что приводит к ухудшению их аэродинамики и, в целом, является причиной снижения общих аэродинамических характеристик обтекателя. Естественно, такое ухудшение нежелательно, поскольку приводит к появлению дополнительного лобового сопротивления.

Необходимо уточнить, что аэродинамическое качество обтекателя снижается также из-за локальных деформаций теплозащитного перекрытия, которое не может расширяться свободно и без напряжения по причине его жесткого крепления на некоторых элементах обтекателя, таких как внутренние нервюры, что было указано выше. Поскольку поток первого контура представляет собой струю с очень сильным напором, локальные деформации, появляющиеся на уровне перекрытия, приводят к появлению существенного дополнительного лобового сопротивления.

Наконец, следует отметить, что поперечные внутренние нервюры, которые непосредственно не обдуваются по существу холодным потоком второго контура, поскольку находятся внутри кессона, могут реагировать на поступление тепла от теплозащитного перекрытия, с которым они находятся в контакте. Таким образом, для того, чтобы они могли выполнять свою функцию механического удержания различных элементов кессонного обтекателя, может потребоваться увеличение размера этих нервюр и/или использование для их изготовления дорогих материалов, обладающих хорошими жаростойкими свойствами.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение, по меньшей мере частичное, вышеупомянутых недостатков известных технических решений.

Поставленная задача решена в нижнем заднем аэродинамическом обтекателе устройства крепления двигателя, предназначенного для установки между крылом летательного аппарата и двигателем, образующем кессон из двух боковых панелей, соединенных между собой поперечными внутренними нервюрами, отстоящими друг от друга в продольном направлении обтекателя, причем указанный обтекатель дополнительно содержит имеющее два противоположных боковых конца теплозащитное перекрытие, наружная поверхность которого предназначена для обдува потоком первого контура двигателя.

Согласно изобретению, обтекатель дополнительно содержит две продольные соединительные стенки, отделяющие теплозащитное перекрытие от поперечных внутренних нервюр, при этом первый боковой конец каждой из указанных соединительных стенок закреплен на соответствующем боковом конце теплозащитного перекрытия, а вторые боковые концы указанных соединительных стенок закреплены на поперечных внутренних нервюрах.

Одной из особенностей настоящего изобретения является то, что теплозащитное перекрытие оказывается отделенным от поперечных внутренних нервюр при помощи продольных стенок, при этом понятно, что эти же стенки обеспечивают (а предпочтительно только они) опосредованную установку теплозащитного перекрытия на нервюрах. Иными словами, перекрытие не установлено непосредственно на нервюрах, что позволяет ему более свободно деформироваться при тепловом расширении под действием тепла, выделяемого потоком первого контура, обдувающим это перекрытие.

Компоновка, при которой теплозащитное перекрытие оказывается по существу свободным относительно внутренних нервюр, позволяет значительно снизить термомеханические напряжения, которым подвергается перекрытие в результате такого расширения, по сравнению с действующими напряжениями в известных технических решениях, где основным фактором появления термомеханических напряжений в перекрытии является его жесткое крепление в нервюрах.

Учитывая, что перекрытие может подвергаться тепловому расширению, подвергаясь меньшим термомеханическим напряжениям, чем раньше, локальные деформации, ухудшающие аэродинамические характеристики этого перекрытия, значительно снижаются. В результате улучшается общее аэродинамическое качество обтекателя, существенно снижаются явления дополнительного лобового сопротивления, и за счет этого улучшается соотношение производительность/расход топлива летательного аппарата.

Кроме того, все вышеуказанные преимущества в еще большей степени обеспечиваются за счет того, что предпочтительно также устранено непосредственное жесткое механическое соединение между перекрытием и боковыми панелями, то есть создается механический разрыв в продольном направлении между этими элементами, поэтому перекрытие может свободно расширяться, не увлекая за собой боковые панели.

Предпочтительно перекрытие, отделенное от внутренних нервюр, не имеет с ними какого-либо контакта, поэтому тепло, передаваемое на эти нервюры от перекрытия, сначала проходит через продольные стенки. Это обеспечивает понижение теплового воздействия на внутренние нервюры, которые по этой причине подвергаются лишь незначительным термическим воздействиям, поэтому появляется возможность применения менее дорогих, не жаростойких материалов, и одновременно отпадает необходимость в увеличении размеров этих нервюр.

Кроме того, поскольку тепловое расширение теплозащитного перекрытия происходит по существу свободно по отношению к нервюрам и боковым панелям, степень деформации этих нервюр и панелей существенно снижается, что позволяет интегрировать нижний задний аэродинамический обтекатель в другие вторичные конструкции стойки, например, в заднюю конструкцию.

Наконец, следует отметить, что наличие продольных стенок позволяет освободить тепловое расширение перекрытия, в результате чего в нем снижаются механические напряжения. Эта особенность в сочетании с вышеуказанными различными предпочтительными техническими эффектами позволяет уменьшить толщину перекрытия по сравнению с известными техническими решениями, что выражается, в частности, в выигрыше в массе и в снижении затрат.

Предпочтительно в любом поперечном сечении обтекателя первый боковой конец продольной стенки и связанный с ним боковой конец перекрытия образуют вместе заострение, предпочтительно в виде Y. Иными словами, каждая продольная стенка выполнена так, что в поперечном сечении ее первый боковой конец прижат к соответствующему боковому концу теплозащитного перекрытия, а затем стенка постепенно отходит от этого перекрытия, переходя к своему второму боковому концу, непосредственно закрепленному на внутренних нервюрах.

Предпочтительно такая форма заострения позволяет сохранять эффективное разделение между потоком первого контура, циркулирующим под перекрытием, и потоком второго контура, обдувающим боковые панели, за счет чего последние не подвергаются сильному воздействию тепла от потока первого контура.

Предпочтительно в любом поперечном сечении обтекателя каждая продольная стенка имеет по существу прямолинейную форму, а теплозащитное перекрытие по существу образует изгиб, открытый наружу относительно обтекателя, при этом эта последняя форма идеально соответствует обеспечению хорошего аэродинамического прохождения потока первого контура.

Чтобы свести к минимуму аэродинамические возмущения и связанное с ними дополнительное лобовое сопротивление, теплозащитное перекрытие выполнено в виде единой детали.

Аналогично, предпочтительно каждую из двух продольных стенок выполняют в виде единой детали.

Необходимо уточнить, что каждая из двух продольных стенок и теплозащитное перекрытие расположены на значительной длине обтекателя, предпочтительно до начала задней аэродинамической пирамиды или задней кромки этого обтекателя.

Предпочтительно каждая из двух продольных стенок и теплозащитное перекрытие выполнены из алюминия или из композитного материала, образованного смесью смолы и углеродных волокон и/или стекловолокон, что дает выигрыш в массе и в стоимости. Вместе с тем, еще предпочтительнее выполнять их из титана.

Предпочтительно второй боковой конец каждого из двух продольных листов закреплен на нижней части поперечных внутренних силовых нервюр на расстоянии от боковых панелей, которые предпочтительно неподвижно установлены на боковых участках этих поперечных внутренних нервюр.

В целом, как указано выше, теплозащитное перекрытие и обе продольных стенки не имеют прямого жесткого механического соединения с боковыми панелями обтекателя, то есть эти панели соединены с теплозащитным перекрытием и двумя продольными стенками только опосредованно, в данном случае через поперечные внутренние нервюры. В результате этого между перекрытием и каждой из боковых панелей существует продольный механический разрыв.

В такой компоновке перекрытие является по существу свободным относительно боковых панелей, что позволяет еще больше снизить термомеханические напряжения, действующие на него в результате его деформации от теплового расширения.

Учитывая, что перекрытие может деформироваться от теплового расширения, подвергаясь меньшим напряжениям, чем раньше, аэродинамическое качество этого перекрытия значительно повышается.

Кроме того, это качество повышается еще больше, поскольку отсутствие жесткого крепления перекрытия к боковым панелям позволяет избежать появления напряжений и деформации этих боковых панелей, которые могли бы возникнуть в результате деформации от теплового расширения перекрытия. Следует уточнить, что боковые панели обдуваются относительно холодным потоком второго контура, поэтому подвергаются лишь незначительной деформации от теплового расширения. Таким образом, их общий уровень деформации остается относительно низким, благодаря чему обеспечивается очень удовлетворительное аэродинамическое качество, что способствует снижению дополнительного лобового сопротивления и улучшению соотношения производительность/расход топлива летательного аппарата.

Предпочтительно каждая из этих двух боковых панелей выполнена в виде единой детали.

Кроме того, каждая из двух боковых панелей предпочтительно выполнена из алюминия или из композитного материала, образованного смесью смолы и углеродных и/или стекловолокон, или из титана.

Согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, обтекатель дополнительно содержит аэродинамические удлинители боковых панелей, каждый из которых связан с одной из боковых панелей, продолжая ее в направлении теплозащитного перекрытия. При этом первый конец каждого аэродинамического удлинителя неподвижно соединен с соответствующей боковой панелью, а второй конец взаимодействует с одним из боковых концов теплозащитного перекрытия, на который он всего лишь опирается.

Таким образом, между аэродинамическим удлинителем и перекрытием не предусмотрено никакого жесткого соединения, поэтому перекрытие может продолжать свободно деформироваться. Естественно, можно предусмотреть и альтернативное решение, согласно которому каждая боковая панель выходит за пределы поперечных нервюр таким образом, что ее конец взаимодействует с одним из боковых концов теплозащитного перекрытия, тоже только опираясь на этот конец, но не соединяясь с ним напрямую и жестко.

Предпочтительно каждый из двух аэродинамических удлинителей выполнен в виде единой детали, например, из алюминия или из композитного материала, образованного смесью смолы и углеродных и/или стекловолокон, или из титана.

Объектом настоящего изобретения является также устройство крепления двигателя, предназначенное для установки между крылом летательного аппарата и двигателем, при этом устройство содержит описанный выше нижний задний аэродинамический обтекатель.

Кроме того, объектом изобретения является также силовая установка, содержащая двигатель, такой как турбореактивный двигатель, и вышеуказанное устройство крепления этого двигателя.

Наконец, еще одним объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, одну такую силовую установку.

Другие особенности и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего подробного описания, представленного в качестве неограничивающего примера.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется чертежами

На фиг.1 схематично показана силовая установка летательного аппарата, содержащая устройство крепления согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид сбоку;

на фиг.2 - часть нижнего заднего аэродинамического обтекателя, которым оборудовано устройство крепления, изображенное на фиг.1, вид в перспективе;

на фиг.3 - нижняя часть нижнего заднего аэродинамического обтекателя, изображенного на фиг.2, содержащая теплозащитное перекрытие и соответствующие продольные соединительные стенки, вид в перспективе;

на фиг.4 - разрез по линии IV-IV на фиг.2;

на фиг.5 - фрагмент разреза по линии V-V на фиг.2.

Осуществление изобретения

Как показано на фиг.1, силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом 2 этого аппарата, содержит устройство 4 крепления согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, а также турбореактивный двигатель 6, установленный под этим устройством 4 крепления.

В основном, устройство 4 крепления содержит жесткую конструкцию 8, называемую также первичной конструкцией, содержащую средства крепления двигателя 6, которые содержат несколько подвесок 10, 12 двигателя, а также устройство 14 восприятия создаваемых двигателем 6 тяговых усилий.

Силовая установка 1 должна быть охвачена гондолой (не показана), а устройство 4 крепления содержит другой ряд подвесок (не показаны), соединенных с жесткой конструкцией 8 и обеспечивающих подвеску этой силовой установки 1 под крылом 2 летательного аппарата.

В дальнейшем символом X будет обозначено продольное направление устройства 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 5 и продольному направлению нижнего заднего аэродинамического обтекателя, который будет описан ниже. Это направление X параллельно продольной оси турбореактивного двигателя 6. Символом Y обозначено направление, поперечное по отношению к устройству 4 и соответствующее также поперечному направлению турбореактивного двигателя 6 и поперечному направлению нижнего заднего аэродинамического обтекателя, а символом Z обозначено вертикальное направление или направление высоты. Все три направления X, Y и Z являются ортогональными между собой.

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

Таким образом, на фиг.1 показаны две подвески 10, 12 двигателя, устройство 14 восприятия тяговых усилий, жесткая конструкция 8 устройства 4 крепления, а также несколько вторичных конструкций, соединенных с жесткой конструкцией 8. Эти вторичные конструкции, обеспечивающие разделение и удержание систем и поддерживающие элементы аэродинамического обтекателя, будут описаны ниже.

Следует также отметить, что в передней части турбореактивного двигателя 6 расположен корпус 18 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 20 вентилятора, а в направлении задней части двигателя, расположен центральный корпус 22 меньшего размера, содержащий газогенератор этого турбореактивного двигателя. Разумеется, корпуса 18 и 22 неподвижно соединены между собой.

Две подвески 10, 12 двигателя, показанные на фиг.1, называются, соответственно, передней и задней подвесками двигателя.

Предпочтительно жесткая конструкция 8 имеет форму кессона, проходящего от задней части к передней по существу в направлении X.

В данном случае кессон 8 выполнен в виде стойки, имеющей конструкцию, аналогичную стойкам крепления турбореактивных двигателей, а именно: стойка содержит поперечные нервюры (не показаны), каждая из которых имеет форму прямоугольника, ориентированного в плоскости YZ.

В этом случае средства крепления содержат переднюю подвеску 10 двигателя, установленную между передним концом жесткой конструкции 8, называемым также пирамидой, и верхней частью корпуса 18 вентилятора. Передняя подвеска 10 двигателя выполнена классически и известна специалистам.

Задняя подвеска 12 двигателя, тоже выполненная классически и известная специалистам, установлена между жесткой конструкцией 8 и центральным корпусом 22.

Как показано на фиг.1, среди вторичных конструкций стойки 4 можно указать переднюю аэродинамическую конструкцию 24, заднюю аэродинамическую конструкцию 26, обтекатель 28 соединения передней и задней аэродинамических конструкций и нижний задний аэродинамический обтекатель 30.

В основном эти вторичные конструкции являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам, используемым в известных специалистам технических решениях, за исключением нижнего заднего аэродинамического обтекателя 30, который далее будет подробно описан.

В частности, передняя аэродинамическая конструкция 24 расположена в нижнем переднем продолжении крыла 2 над первичной конструкцией 8. Она неподвижно установлена на жесткой конструкции 8 и выполняет функцию аэродинамического профиля между верхней частью шарнирно установленных кожухов вентилятора и передней кромкой крыла. В данном случае эта передняя аэродинамическая конструкция 24 выполняет не только функцию аэродинамического обтекателя, но обеспечивает также установку, разделение и прокладку различных систем (воздушная, электрическая, гидравлическая, топливная магистрали). Кроме того, поскольку передняя часть этой конструкции 24 не входит в контакт с жесткой конструкцией 8, в пространстве, ограниченном этими двумя элементами, обычно располагают теплообменник.

Непосредственно в заднем продолжении этой конструкции 24 тоже под крылом и над жесткой конструкцией 8 находится соединительный обтекатель 28, называемый также «зализом». Соединительный обтекатель 28 в заднем направлении продолжен задней аэродинамической конструкцией 26, содержащей часть оборудования стойки. Предпочтительно эта конструкция 26 находится полностью позади жесткой конструкции 8 и, следовательно, закреплена под крылом летательного аппарата.

Наконец, под жесткой конструкцией 8 и задней аэродинамической конструкцией 26 находится нижний задний аэродинамический обтекатель 30, называемый также «экран» или AFT. Его основными функциями являются образование теплового барьера, называемого также противопожарным барьером, для защиты стойки и крыла от тепла, выделяемого потоком первого контура, и обеспечение аэродинамической непрерывности между выходом двигателя и стойкой крепления.

Как известно специалистам, вышеуказанный обтекатель 30 содержит теплозащитное перекрытие 32, наружная поверхность которого обдувается потоком первого контура двигателя, который оно частично ограничивает в радиальном направлении, при этом поток первого контура выходит из сопла 33 двигателя и схематично показан стрелкой 36. Кроме того, обтекатель 30 содержит также две боковые панели 44, которые обдуваются снаружи потоком второго контура двигателя, схематично показанным стрелкой 38, с учетом их расположения в кольцевом канале 40 потока второго контура двигателя и/или на выходе этого двигателя.

Следует отметить, что в описанном предпочтительном варианте выполнения, в котором двигатель 6 предназначен для крепления под крылом летательного аппарата, теплозащитное перекрытие 32, защищающее стойку и крыло от потока 36 первого контура, образует нижний участок обтекателя 30. Естественно, это перекрытие может быть верхним участком обтекателя в альтернативном случае, когда двигатель установлен над крылом.

Как показано на фиг.1, передний конец перекрытия 32 охватывает верхний задний конец сопла 33 или находился в непосредственной близости от этого заднего конца сопла 33.

Нижний задний аэродинамический обтекатель 30, более подробно показанный на фиг.2-5, имеет общую форму кессона, открытого вверх, то есть в направлении других конструкций стойки 4, на которых его устанавливают, то есть задней аэродинамической конструкции 26 и жесткой конструкции 8. Предпочтительно обтекатель 30 имеет плоскость симметрии P, соответствующую плоскости XZ, причем эта плоскость P является также вертикальной плоскостью симметрии для всего устройства 4 крепления и для двигателя 6.

Как показано, в частности, на фиг.2, нижний задний аэродинамический обтекатель 30 в виде кессона содержит две боковые панели 44 по обе стороны от плоскости P, каждая из которых приблизительно ориентирована в плоскости XZ. Они соединены между собой поперечными внутренними нервюрами 46, отстоящими друг от друга в направлении X, при этом каждая из этих нервюр 46 ориентирована в плоскости YZ и имеет, например, форму прямоугольника или квадрата. Хотя это и не показано на чертеже, обтекатель 30 содержит также переднюю нервюру, закрывающую кессон.

Боковые панели 44 неподвижно установлены непосредственно на боковых участках каждой из внутренних нервюр 46 при помощи обычных и известных специалистам средств.

В нижней части кессона обтекатель 30 содержит теплозащитное перекрытие 32, при этом, как показано на фиг.2, верхняя часть кессона предпочтительно остается открытой до соединения с устройством крепления.

Как показано на этой же фигуре, обтекатель 30 состоит из двух отдельных, но неподвижно соединенных между собой участков, а именно: из переднего участка 50, являющегося основной частью обтекателя и составляющего, например, от 60 до 85% обтекателя по длине в направлении X, и небольшого заднего участка 52, в основном имеющего форму пирамиды или заострения, основание которого жестко соединено с передним участком 50, а вершина которого образует задний конец обтекателя 30. Например, передний участок 50 имеет поперечное сечение, приблизительно одинаковое по всей его длине.

Предпочтительно каждая из боковых панелей 44 выполнена в виде единой детали, проходящей от одного конца обтекателя 30 к другому, то есть одновременно вдоль переднего участка 50 и вдоль заднего участка 52. Что же касается теплозащитного перекрытия 32, то оно также выполнено в виде единой детали и расположено только на переднем участке 50, но не на заднем участке 52, хотя можно предусмотреть и такой вариант. Эту особенность можно объяснить, в частности, тем, что задний участок 52 в виде пирамиды постепенно отходит от оси двигателя, поэтому поток первого контура, который в любом случае теряет интенсивность тепла по мере удаления в заднем направлении, оказывает меньшее термическое воздействие на нижний элемент, закрывающий пирамиду 52.

Кроме того, следует отметить, что выполнение каждого из вышеупомянутых элементов в виде единой детали не исключает возможности их изготовления в виде отдельных частей, жестко соединенных между собой, например, в виде нескольких частей, следующих друг за другом в направлении X. Это же относится и к элементам, которые будут описаны ниже в варианте осуществления в виде единой детали.

Одной из особенностей настоящего изобретения является то, что перекрытие 32 вынесено вниз относительно поперечных внутренних нервюр 46 при помощи двух продольных соединительных стенок 58, неподвижно и непосредственно соединенных с боковыми концами этого перекрытия 32, что будет подробнее описано ниже со ссылками на фиг.3-5.

Как показано на фиг.3, каждая продольная стенка 58 содержит первый или нижний боковой конец 62, который неподвижно и непосредственно установлен на одном из боковых концов 60 перекрытия 32, например, при помощи заклепок или аналогичных средств.

Таким образом, предпочтительно каждое из двух жестких и прямых механических соединений между двумя концами 60 и 62 выполняют вдоль всего переднего участка 50 обтекателя приблизительно в направлении X.

Предпочтительно каждая продольная стенка 58, расположенная над перекрытием 32, тоже выполнена в виде единой детали, проходящей от своего первого или нижнего конца 62 до второго или верхнего бокового конца 64, который жестко соединен с внутренними нервюрами обтекателя, как показано на фиг.4.

Как показано на фиг.4, теплозащитное перекрытие 32 соединено с нижней частью 66 внутренних нервюр 46 через две стенки 58, которые являются единственными средствами, обеспечивающими связь перекрытия 32 с нервюрами.

Для этого второй боковой конец 64 каждой из двух стенок 58, который по существу находится на расстоянии от вынесенного вниз перекрытия 32, установлен жестко и непосредственно на нижней части 66 внутренних нервюр 46 на расстоянии от боковых панелей 44. Таким образом, перекрытие 32 не установлено непосредственно на внутренних нервюрах, как в известных устройствах, что позволяет ему более свободно деформироваться при тепловом расширении под действием высокой температуры потока 36 первого контура, обдувающего это перекрытие 32.

В этой связи следует напомнить, что теплозащитное перекрытие 32 содержит наружную поверхность, обозначенную позицией 70 на фиг.4 и предназначенную для обдувания потоком первого контура, который она частично ограничивает в радиальном направлении, тогда как боковые панели 44 обдуваются снаружи потоком 38 второго контура.

Для сохранения эффективного разделения между потоком 36 первого контура, циркулирующим под перекрытием 32, и потоком 38 второго контура, обдувающим боковые панели 44, то есть, чтобы избежать подъема и распространения потока первого контура очень высокой температуры вдоль этих боковых панелей 44, в любом поперечном сечении обтекателя первый конец 62 каждой продольной стенки 58 и соответствующий ему боковой конец 60 перекрытия совместно образуют Y-образное заострение. В частности, как показано на чертеже, это Y-образное заострение расположено так, что его острие, то есть его участок, образованный зоной контакта концов 60 и 62, направлен по существу вниз и в боковом направлении наружу по отношению к обтекателю 30, чтобы правильно ограничить поток первого контура в нижней части обтекателя, то есть вдоль и в контакте с теплозащитным перекрытием 32.

При этом в любом поперечном сечении обтекателя каждая продольная стенка 58 имеет вид прямой линии, наклоненной так, что она приближается к центру обтекателя своим вторым концом 64, тогда как теплозащитное перекрытие 32, находящееся под этими стенками 58, имеет вид изогнутой линии, открытой наружу по отношению к обтекателю 30, тоже чтобы правильно ограничивать поток 36 первого контура в нижней части этого обтекателя.

При такой геометрии можно легко полностью предотвратить контакт перекрытия 32 с нервюрами 46 с образованием свободного пространства между нижней частью 66 этих нервюр и перекрытием 32.

Наконец, следует отметить, что перекрытие 32, установленное неподвижно и непосредственно своими двумя боковыми концами 30 на двух стенках, расположенных симметрично относительно вышеупомянутой плоскости P, может иметь кривизну, постепенно уменьшающуюся в заднем направлении, как показано на фиг.5, соответствующей поперечному сечению в более задней части, где перекрытие 32 имеет радиус кривизны большего диаметра.

Учитывая, что теплозащитное перекрытие 32 и две продольные соединительные стенки 58 не имеют прямого жесткого механического соединения с боковыми панелями 44 и предпочтительно находятся ниже их нижнего конца, обтекатель 32 предпочтительно содержит дополнительные средства, обеспечивающие аэродинамическую связь между нижним концом каждой боковой панели 44 и соответствующим Y-образным заострением, находящимся напротив и на расстоянии от этого конца и образованным перекрывающими друг друга боковыми концами 60 и 62.

Для этого имеются два аэродинамических удлинителя 72 боковых панелей, расположенные симметрично по отношению к плоскости P, каждый из которых связан с одной из боковых панелей 44, которую этот удлинитель продолжает в направлении теплозащитного перекрытия 32 и, в частности, в направлении Y-образного заострения, совместно образованного этим перекрытием и соответствующей продольной стенкой 58.

Предпочтительно каждый аэродинамический удлинитель 72 содержит первый или верхний конец 74, неподвижно и непосредственно соединенный с соответствующей боковой панелью 44, и второй или нижний конец 76, взаимодействующий с соответствующим боковым концом 60 перекрытия, на который он просто опирается. Предпочтительно оба соединения, выполненные на двух концах каждого удлинителя 72, то есть жесткое соединение и простое опорное соединение проходят непрерывно по всему переднему участку 50 обтекателя. В данном случае каждый из удлинителей 72 предпочтительно выполнен в виде единой детали только на переднем участке 50, но не на заднем участке 52, хотя этот вариант тоже можно использовать в настоящем изобретении. В целом следует отметить, что предпочтительно аэродинамические удлинители 72, продольные соединительные стенки 58 и теплозащитное перекрытие 32 имеют одинаковую длину в направлении X.

В любом поперечном сечении обтекателя каждый удлинитель 72 имеет приблизительную L-образную форму, основание которой, образованное нижним концом 76, опирается на Y-образное заострение, образованное контактирующими друг с другом концами 60 и 62 перекрытия и соответствующей стенки. Таким образом, предпочтительно нижний конец 76 опирается на перекрытие 32, не входя с ним в непосредственный контакт, но контактируя с соединительной стенкой 58. Простое опорное соединение, обеспечивающее свободное тепловое расширение перекрытия 32, имеет вид поверхностного контакта вдоль всей передней части 50 обтекателя.

Кроме того, конец длинной ветви L, по существу ориентированный в направлении Z, образует верхний конец 74 удлинителя 72. Он установлен неподвижно на нижнем конце боковой панели 44, которая, в случае необходимости, может выходить немного вниз за пределы внутренних нервюр 46, как показано на фиг.4. При этом предпочтительно крепление осуществляют при помощи обычных средств типа заклепок или аналогичных средств.

Наконец, все составные элементы обтекателя 30 можно выполнить из алюминия или из композиционного материала, образованного смесью смолы и углеродных волокон и/или стекловолокон, что предпочтительно позволяет уменьшить его массу и снизить стоимость производства.

Разумеется, специалист может вносить различные изменения в изобретение, описание которого представлено исключительно в виде неограничивающих примеров. В частности, силовая установка 1 была представлена в компоновке для подвески под крылом летательного аппарата, но силовую установку 1 можно представить также в компоновке для установки над крылом.

1. Нижний задний аэродинамический обтекатель (30) устройства (4) крепления двигателя (6), предназначенного для установки между крылом (2) летательного аппарата и двигателем (6), при этом указанный обтекатель образует кессон, содержащий две боковые панели (44), соединенные между собой поперечными внутренними нервюрами (46), отстоящими друг от друга в продольном направлении (X) указанного обтекателя, и теплозащитное перекрытие (32), наружная поверхность (70) которого предназначена для обдува потоком (36) первого контура двигателя, при этом теплозащитное перекрытие (32) содержит два противоположных боковых конца (60, 60), отличающийся тем, что дополнительно содержит две продольные соединительные стенки (58), отделяющие теплозащитное перекрытие (32) от поперечных внутренних нервюр (46), при этом первый боковой конец (62) каждой из указанных соединительных стенок (58) закреплен на соответствующем боковом конце (60) теплозащитного перекрытия (32), а вторые боковые концы (64) указанных соединительных стенок (58) закреплены на поперечных внутренних нервюрах (46).

2. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что в любом поперечном сечении указанного обтекателя указанный первый конец (62) каждой продольной стенки (58) и связанный с ним боковой конец (60) теплозащитного перекрытия (32) совместно образуют заострение.

3. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что теплозащитное перекрытие (32) выполнено в виде единой детали.

4. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что каждый из продольных листов (58) выполнен в виде единой детали.

5. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что второй боковой конец (64) каждого из продольных листов (58) жестко установлен на нижней части (66) поперечных внутренних нервюр (46) на расстоянии от боковых панелей (44).

6. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что теплозащитное перекрытие (32) и две продольные стенки (58) не имеют прямого жесткого механического соединения с указанными боковыми панелями (44) обтекателя.

7. Аэродинамический обтекатель по п.1, отличающийся тем, что теплозащитное перекрытие (32) отдалено от поперечных внутренних нервюр (46) так, что отсутствует его контакт с этими нервюрами.

8. Устройство (4) крепления двигателя (6), предназначенное для установки между крылом (2) летательного аппарата и двигателем (6), характеризующееся тем, что содержит нижний задний аэродинамический обтекатель (30) по п.1.

9. Силовая установка (1), содержащая двигатель (6) и устройство (4) крепления двигателя (6) по п.8.

10. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну силовую установку (1) по п.9.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиастроению, а именно к конструкции капотов силовых установок двигателей самолета. .

Изобретение относится к авиадвигателестроению, в частности к силовым установкам самолетов с двухконтурными турбореактивными двигателями, снабженными агрегатами, расположенными в основном на коробках приводов.

Изобретение относится к авиастроению. Корпус реактивного двигателя содержит прикрепленную к держателю жесткую тонкостенную оболочку с всасывающим и реактивным соплами, по сторонам которой на участке стенки от камеры сгорания топлива до выходного отверстия реактивного сопла снаружи установлены параллельно одно над другим с наклоном по отношению к центральной оси тонкостенные ребра, создающие подъемную силу при перемещении в воздушной среде. Ребра имеют переменную ширину, увеличивающуюся в направлении движения воздушного потока. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыла летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх