Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату

Авторы патента:


Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату
Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату
Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату
Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату
Крепление многоконтурного турбореактивного двигателя к летательному аппарату

 


Владельцы патента RU 2483004:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к подвеске многоконтурного турбореактивного двигателя, снабженного промежуточным картером и выхлопным картером, содержащей пилон, который может быть прикреплен к конструкции летательного аппарата, включающей переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и указанным пилоном, и заднее средство подвески между выхлопным картером и пилоном. Подвеска также включает в себя соединительное средство, жестко связывающее промежуточный картер с пилоном, причем заднее средство подвески включает в себя средство, такое как гидроцилиндр, для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера так, чтобы удержать ось выхлопного картера коаксиально с осью промежуточного картера во время различных фаз полета летательного аппарата. Технический результат заключается в уменьшении осевой деформации двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к креплению многоконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата путем его подвешивания к несущей поверхности крыла или к какой-либо другой структуре летательного аппарата посредством пилона.

Многоконтурный турбореактивный двигатель содержит турбодвигатель, образованный турбинным газовым двигателем, приводящим в действие вентилятор. Воздух, сжимаемый вентилятором, разделяется на два или более концентрических потока; внутренний первичный поток проходит через турбинный двигатель, нагреваясь в камере сгорания, и затем, расширяясь в секции турбины, которая приводит в движение секции сжатия воздуха, перед его выбросом в атмосферу. Другой/другие поток/и остаются холодными; они напрямую выбрасываются в атмосферу или должным образом заранее смешиваются с газом первичного потока и создают основную реактивную тягу. Степень разжижения, которая представляет собой соотношение между расходом холодного воздуха и расходом горячего газа, в случае гражданских двигателей является относительно высокой, а именно в настоящее время она приблизительно составляет пять к шести. Такой тип двигателя содержит два структурных элемента картера, через которые передаются усилия между летательным аппаратом и двигателем, один из них расположен спереди в продолжение картера вентилятора, образуя так называемый промежуточный картер, а второй - сзади, образуя выхлопной картер. Крепление двигателя к несущей поверхности крыла обеспечивается в двух поперечных плоскостях подвески, проходящих через указанные структурные элементы.

Пилон или опора для подвешивания является жесткой структурной деталью, представляющей собой согласующее устройство между двигателем и несущей поверхностью летательного аппарата, и, в частности, соединен с двигателем в этих двух плоскостях. Он позволяет передавать усилия от двигателя к структуре летательного аппарата. В его функции также входит обеспечение поддержания вспомогательного оборудования. Обычно пилон представляет собой вытянутую структуру с прямоугольным сечением. Он формируется путем соединения верхних и нижних лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой поперечными промежуточными нервюрами. Он включает в себя, с одной стороны, средства крепления двигателя, а с другой стороны, на своей верхней части средства крепления к несущей поверхности крыла самолета.

Такой тип подвески двигателя применяется и удовлетворительно функционирует для двигателей, имеющих упомянутую выше степень разжижения. Технологическая эволюция двигателей привела к увеличению степени разжижения, которая в будущем может удвоиться. Это приведет к структурным изменениям, которые не приспособлены к существующим методам крепления. В действительности диаметр вентилятора увеличится, тогда как диаметр части, относящейся к первичному потоку не возрастет, в таких же пропорциях, и сохранится примерно такого же порядка. Нагрузки, оказываемые на ось двигателя такого типа, в частности при отрыве летательного средства от земли, станут значительно более высокими, тогда как центральная часть на выходе вентилятора останется относительно гибкой. В настоящее время не предусмотрено ни одно решение для придания ей жесткости. Это приведет к осевой деформации, к изгибам и смещению вращающихся элементов, что ухудшит характеристики двигателя.

В документе US 2005/0194493 предлагается сокращение не симметричных относительно оси деформаций двигателя путем придания подвески двигателя гиперстатичности, начиная с заданной деформации двигателя, которая сохраняется, в частности, при взлете самолета. При крейсерском полете подвеска остается изостатичной и является эффективной. Рычаг, связывающий картер вентилятора с элементом пилона подвески к несущей поверхности крыла, образует средство, противодействующее продольному изгибу двигателя. Соединение между картером и рычагом выполнено гибким, причем рычаг остается выдвинутым и разгружается только на выходе из заданной деформации картера вентилятора.

Настоящее изобретение предлагает улучшенное решение.

Согласно настоящему изобретению, подвеска многоконтурного турбодвигателя к пилону, предусматривающая промежуточный картер и выхлопной картер, может быть прикреплена к конструкции летательного аппарата, включающего переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и указанным пилоном и заднее устройство для подвешивания между выхлопным картером и пилоном, отличается тем, что она также включает в себя соединительное средство, жестко связывающее промежуточный картер с пилоном и тем, что заднее устройство для подвешивания включает в себя средство для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера так, чтобы удерживать ось выхлопного картера коаксиально с осью промежуточного картера во время различных фаз полета летательного аппарата.

Подвеска по настоящему изобретению представляет собой, таким образом, гиперстатический тип в результате жесткого соединения между промежуточным картером и пилоном. В результате такого соединения часть усилий передается пилону. Такая подвеска помогает избежать проблем, возникающих в результате изгиба двигателя. Кроме этого, относительно подверженности двигателя деформациям термического происхождения, настоящее изобретение позволяет их компенсировать, поддерживая коаксиальность между валами вентилятора и турбины.

Согласно другой характеристике, указанное средство для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера включает в себя гидроцилиндр, способный изменять расстояние между выхлопным картером и пилоном.

Более конкретно, указанное средство для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера управляется датчиком, измеряющим коаксиальность между картером вентилятора и турбины. Такой датчик согласно одному из вариантов воплощения подает сигнал, показывающий зазор между вершинами лопаток вентилятора.

Согласно другому варианту воплощения, датчик измеряет различие в высоте между картером вентилятора и выхлопным картером.

Далее раскрыт вариант воплощения подвески по настоящему изобретению, со ссылкой на чертежи, на которых:

Фиг.1 иллюстрирует перспективный вид подвески под крылом турбореактивного двигателя двойного контура согласно предшествующему уровню техники.

Фиг.2 иллюстрирует подвеску под крылом турбореактивного двигателя двойного контура с гиперстатическим соединением.

Фиг.3 иллюстрирует вид сбоку двигателя, снабженного средством согласно настоящему изобретению, и деформацию оси двигателя, вызванную расширением выхлопного картера.

Фиг.4 иллюстрирует вид двигателя в разрезе в направлении А-А через гидроцилиндр и заднюю подвеску.

Фиг.5 схематически иллюстрирует управление гидроцилиндром.

Двигатель, представленный на фиг.1, является турбореактивным двигателем 1 с двойным контуром, имеющим спереди вентилятор, вращающийся вокруг оси ХХ двигателя в картере вентилятора 3, и который является невидимым. На выходе часть двигателя, называемая ступицей, включающая ступени сжатия на выходе вентилятора, камеру сгорания и ступени турбины, расположена внутри узла картера, который назовем картером первичного потока 4.

Двигатель подвешивается или прикрепляется к крылу летательного аппарата посредством жесткого элемента, по существу, параллелепипедного и недеформируемого, образующего пилон 6. Подвеска двигателя обеспечивается двумя структурными элементами картера: промежуточный картер 7 спереди и выхлопной картер 8. Промежуточный картер 7 расположен в продолжении картера вентилятора 3. Он включает в себя наружную обечайку, ступицу, которые связаны двумя радиальными рукавами. Ступица поддерживает передние подшипники одного/нескольких вращающихся концентрических валов машины. В случае двигателя с двойным контуром или обычно многоконтурного двигателя имеется два или более концентрических вала. Выхлопной картер 8 расположен на выходе из картера струи первичного потока. Он включает в себя наружную обечайку, соединенную рукавом со ступицей, удерживающей задние подшипники.

Как видно на фиг.1, двигатель подвешен или прикреплен в двух поперечных плоскостях, которые расположены на уровне двух структурных элементов 7 и 8 картера. Согласно такому варианту подвески, подвешивание осуществляется на уровне ступицы промежуточного картера 7 при помощи переднего устройства 71 для подвески и наружной обечайки выхлопного картера при помощи заднего устройства 81 для подвески, представленное совокупностью рычагов и тяг. Нагрузка распределяется между передней и задней частью двигателя так, чтобы передать усилия между двигателем и летательным аппаратом по шести осям поступательного движения и вращения. Здесь совокупность рычагов для выполнения своей функции не расписывается в деталях, так как не является частью изобретения.

При креплении спереди предусматривают элементы соединения в виде шаровых шарниров, такое крепление не воспринимает момент изгиба, передающийся на ось двигателя от узла вентилятора, в случае кабрирования летательного аппарата при отрыве от земли, например. Такие усилия, когда соотношение между диаметрами картера вентилятора и картером струи первичного потока повышено, вызывают деформации, приводящие к ухудшению характеристик.

Таким образом, согласно одной их характеристик изобретения переднему креплению придается способность сопротивляться моменту изгиба относительно поперечной оси.

На фиг.2 показан такой же двигатель, что и описанный выше, но с измененным прикреплением. Изменения относятся к созданию третьей точки подвески с двумя рычагами 9 и 11. В данном случае рычаги прикрепляются на входе наружной обечайки промежуточного картера, и на выходе пилона 6.

Показано V-образное положение, открытое в переднем направлении, но возможны и другие конфигурации.

Другие устройства для подвески являются такими же, что и описанные ранее.

Благодаря такому дополнительному соединению усилия, возникающие при изгибе, передаются напрямую пилону.

Единственное решение для создания жесткого соединения картера вентилятора с пилоном не является удовлетворительным в переходных фазах режима работы двигателя. В действительности, как показано пунктиром на фиг.3, ось двигателя на выходе по отношению к вентилятору не всегда находится на одной линии с осью вентилятора. В подвесках предшествующего уровня техники точка подвешивания на уровне выхлопного картера всегда зафиксирована выше относительно пилона, какой бы ни был режим работы двигателя. Рукава, связывающие выхлопной картер с балкой, закрепленной на пилоне, шарнирно закреплены посредством шаровых шарниров так, чтобы обеспечить изостатическое соединение, но их сборка с возможностью свободного осевого перемещения и радиального расширения не оставляет никакой возможности для свободного перемещения вдоль вертикальной оси.

При изменении режима работы двигателя, происходят размерные отклонения, в частности, тех частей двигателя, которые подвержены температурным изменениям газовых двигателей. Эти отклонения выражаются в расширении выхлопного картера и вертикальному перемещению оси двигателя относительно пилона.

Для решения этой проблемы согласно настоящему изобретению, подвеска выполнена с элементом, активным в вертикальном направлении между выхлопным картером и пилоном. Задача этого элемента заключается в уменьшении расстояния между пилоном и картером, при расширении последнего таким образом, чтобы удержать ось вентилятора и турбины коаксиально.

Активный элемент преимущественно состоит из обечайки 10, один конец которой, как видно на фиг.4, жестко соединен с пилоном 6, предпочтительно расположенным в корпусе пилона, а другой ее конец, подвижный относительно первого, соединен с подвеской 81, соединенной в свою очередь с выхлопным картером 8. В данном случае подвеска 81 образована двумя рычагами, смонтированными посредством шарового шарнирного соединения.

Согласно одному из вариантов воплощения, как показано на фиг.5, подача 24 рабочего вещества, например, в случае гидроцилиндра 10 регулируется клапаном, который управляется датчиком, подающим сигнал на клапан, и который измеряет коаксиальность между картером вентилятора и турбиной.

Такой датчик может быть расположен на компрессоре турбореактивного двигателя, на уровне ступени высокого давления и подавать сигнал в зависимости от зазора между вершинами лопаток, посредством электрического сигнала, например. Речь идет о зазоре между удаленным концом лопатки компрессора и картером, ограничивающим поток воздуха. В случае изменения режима работы, этот зазор подвергается изменению, связанному с различным расширением между подвижными деталями и закрепленными деталями компрессора. Таким образом, такой зазор представляет собой индикатор расширения выхлопного картера. Сигнал, подаваемый картером, поступает на линию управления гидроцилиндром. Высота также может быть изменена таким образом, чтобы ось турбины удерживалась коаксиально с осью вентилятора.

Также можно рассмотреть и другие способы управления гидроцилиндром. Например, можно расположить датчик, измеряющий угол, образованный валом турбины и осью вентилятора, и установить регулировку гидроцилиндра в зависимости от величины этого угла.

Также можно использовать любые другие типы цилиндров или другие эквивалентные устройства.

1. Подвеска многоконтурного турбореактивного двигателя, снабженного промежуточным картером и выхлопным картером, содержащая пилон, который может быть прикреплен к конструкции летательного аппарата, включающая переднее устройство для подвешивания между ступицей промежуточного картера и пилоном и заднее средство подвески между выхлопным картером и пилоном, отличающаяся тем, что она также включает в себя соединительное средство, жестко связывающее промежуточный картер с пилоном, причем заднее средство подвески включает в себя средство для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера так, чтобы удерживать ось выхлопного картера коаксиально с осью промежуточного картера во время различных фаз полета летательного аппарата.

2. Подвеска по п.1, в которой указанное средство для компенсирования различия в диаметре выхлопного картера включает в себя гидроцилиндр (10), выполненный с возможностью изменять расстояние между выхлопным картером и пилоном.

3. Подвеска по п.1, в которой средство для компенсирования различия в диаметре управляется датчиком, подающим сигнал управления, показывающий коаксиальность двигателя.

4. Подвеска по п.3, в которой датчик подает сигнал, показывающий величину зазора между вершинами лопаток вентилятора.

5. Подвеска по п.3, в которой датчик подает сигнал, показывающий величину угла между осью турбины и осью промежуточного картера.

6. Подвеска по п.1, в которой соединительное средство, жестко связывающее промежуточный картер и пилон, включает в себя два рычага, прикрепленных на входе наружной обечайки промежуточного картера и на выходе пилона.

7. Турбореактивный двигатель, снабженный подвеской по любому из пп.1-6.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воспринимающей нагрузки конструкции (101) пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конструкции для установки авиационного двигателя, содержащей систему (11) подвески двигателя. .

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам крепления силовых установок под крылом летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигательной установке для летательного аппарата. .

Изобретение относится к конструкции хвостовой части воздушного или космического судна, в частности, к конструкции хвостовой части, которая непосредственно примыкает к отсеку фюзеляжа воздушного или космического судна.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (10) содержит двухконтурный турбореактивный двигатель, охваченный гондолой, и средства (80) крепления двигателя на стойке (16). Гондола (12) содержит внутреннюю круглую конструкцию (36) с жестким каркасом, образованным входной кольцевой рамой (50), закрепленной на промежуточном картере (38) двигателя, выходной кольцевой рамой (52), удерживающей выпускной картер (40) двигателя, и продольными лонжеронами (54, 56, 58, 60) соединения этих рам (50, 52). Выходная кольцевая рама (52) закреплена на стойке (16) при помощи средств гибкой или шарнирной подвески. Технический результат заключается в уменьшении деформации в силовой установке летательного аппарата. 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к стойке для поддержки турбореактивного двигателя и гондоле с такой стойкой. Стойка (9) имеет часть (11) для соединения кожуха (1) вентилятора (3) или кожуха газогенератора (5) турбореактивного двигателя с крылом летательного аппарата, а также коробчатую Y-образную часть (19), жестко связанную с указанной соединительной частью (11) и выполненную таким образом, чтобы образовывать верхнюю часть неподвижной внутренней конструкции указанной гондолы. Технический результат заключается в обеспечении возможности использования более легких материалов в конструкции крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. 4 н. и 15 з.п. ф-лы, 22 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к узлу подвески для турбореактивного двигателя (3) летательного аппарата, содержащему пилон (1) и штанги (13а, 13b) для восприятия нагрузки от турбореактивного двигателя (3), соединенные с указанным пилоном (1). Предложенный узел характеризуется тем, что он снабжен средствами (19, 25), отдельными от указанного пилона (1), которые обеспечивают теплоизоляцию указанных штанг (13а, 13b) от турбореактивного двигателя (3). 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх