Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом



Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом
Силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель с усиливающими конструкциями, соединяющими корпус вентилятора с центральным корпусом

 


Владельцы патента RU 2485022:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к силовым установкам летательных аппаратов. Силовая установка содержит турбореактивный двигатель (2), включающий в себя корпус вентилятора (12), промежуточный корпус (21), расположенный радиально внутри корпуса вентилятора, центральный корпус (16), кольцевую конструкцию (60), окружающую центральный корпус (16) и механически соединенную с последним с помощью промежуточных крепежных средств (62). С первым и вторым узлами (6а, 6b) подвески двигателя связана усиливающая конструкция (64а, 64b), образующая плоскость сдвига и жестко установленная на кольцевой конструкции в первой точке (68а, 68b) крепления, на корпусе вентилятора во второй точке (70а, 70b) крепления и на конструкционной связи (17) или промежуточном корпусе (21) в третьей точке (72а, 72b) крепления. Усиливающая конструкция (64а, 64b) расположена в воображаемой плоскости (66а, 66b), параллельной оси (5) турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось, а также проходящей через точку (6′а, 6′b) крепления переднего узла (6а, 6b) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора. Исключается возможность деформации корпуса вентилятора и центрального корпуса двигателя. 2 н и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

 

Изобретение в целом относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель, гондолу, окружающую турбореактивный двигатель, а также стойку крепления, снабженную жесткой конструкцией и множеством узлов подвески двигателя, расположенных между жесткой конструкцией стойки крепления и турбореактивным двигателем.

Стойка крепления обеспечивает подвеску турбореактивного двигателя под или над крылом летательного аппарата или же установить его в задней части фюзеляжа. Она образует промежуточную конструкцию, соединяющую турбореактивный двигатель с данной конструктивной частью летательного аппарата, и обеспечивает передачу на конструкцию летательного аппарата усилий, создаваемых турбореактивным двигателем. Кроме того, она позволяет прокладывать между двигателем и летательным аппаратом топливные магистрали, электрические, гидравлические и воздушные системы.

Что касается гондолы, то ее обычно оборудуют несколькими капотами, охватывающими турбореактивный двигатель и обеспечивающими доступ к нему в открытом положении, при этом данные капоты называют капотами вентилятора и капотами устройства реверса тяги.

В некоторых известных силовых установках стойка крепления содержит жесткую конструкцию, содержащую продольный кессон и два боковых кессона, неподвижно соединенные с продольным кессоном и расположенные по обе стороны от него, при этом стойка крепления содержит также средства крепления турбореактивного двигателя на жесткой конструкции. Эти средства содержат первый, второй и третий передние узлы подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе вентилятора. Как схематично показано на фиг.1, иллюстрирующей вариант выполнения известного устройства, в котором двигатель предназначен для подвески под крылом летательного аппарата, три передних узла подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия, выполнены таким образом, чтобы третий передний узел 8 подвески двигателя проходил по диаметральной плоскости Р1 турбореактивного двигателя, в данном случае вертикальной плоскости симметрии турбореактивного двигателя, тогда как первый и второй узлы 6а, 6b подвески двигателя, предназначенные для установки соответственно на двух боковых кессонах стойки, расположены по обе стороны от вышеуказанной диаметральной плоскости, и обычно через них проходит другая диаметральная плоскость Р2 турбореактивного двигателя, ортогональная к вышеуказанной диаметральной плоскости и соответствующая в данном случае горизонтальной плоскости симметрии турбореактивного двигателя. Необходимо отметить, что такое расположение, в котором точки крепления первого и второго узлов подвески двигателя на корпусе вентилятора расположены на нем диаметрально противоположно, выбирают для того, чтобы обеспечить преимущественное прохождение тяговых усилий через эти два узла подвески, поскольку усилия, проходящие через третий узел подвески, являются намного меньшими и даже равными нулю. Это позволяет избежать смещения плоскости восприятия тяговых усилий, образованной этими двумя диаметрально противоположными узлами подвески, по отношению к оси двигателя и, следовательно, существенно ограничить прохождение момента сил, который считается нежелательным, в поперечном направлении турбореактивного двигателя и который может привести к деформации корпуса двигателя.

Турбореактивный двигатель обычно содержит корпус 12 вентилятора, промежуточный корпус 21, расположенный радиально внутри по отношению к корпусу вентилятора и соединенный с ним через множество конструктивных связей 17, предпочтительно направленных радиально, а также центральный корпус 16, называемый также корпусом газогенератора, продолжающий промежуточный корпус 21 в заднем направлении. Центральный корпус проходит до заднего конца 19 большего диаметра, называемого также корпусом выходного устройства.

Три узла подвески 6а, 6b, 8 двигателя жестко соединены с корпусом 12 вентилятора, и, в частности, с его задним периферийным концом 18. Таким образом, корпус 12 испытывает нагрузку при воздействии осевой тяги, создаваемой турбореактивным двигателем, почти такую же, что конструкционные связи 17. Во время действия такой нагрузки корпус вентилятора полностью способен к передаче тяговых усилий, называемых продольными, даже на участках этого корпуса, расположенных между двумя конструкционными связями, равномерно размещенными в окружном направлении.

Однако было установлено, что в плоскости Р2 предпочтительной передачи осевого усилия конструкционные связи подвержены действию значительных усилий, приводящих к возникновению прогиба, отрицательно действующего на двигатель. Действительно, как схематично показано на Фиг.2, в диаметральной плоскости Р2, включающей в себя узлы подвески 6а, 6b двигателя, воспринимающие большую часть тяговых усилий, конструкционные связи 17 имеют тенденцию к прогибу, причем их наружные радиальные концы наклоняются к задней части. Этот изгиб связей 17 к задней части вызывает деформацию корпуса 12 вентилятора, который стремится к «самооткрыванию», очевидно, из-за отклонения переднего конца 23 по отношению к оси 5 двигателя в плоскости Р2. Для компенсации этого открывания передний конец 23 имеет тенденцию к «самозакрыванию» или «сдавливанию» в перпендикулярной диаметральной плоскости Р1, что приводит к удлинению корпуса, имеющего большую ось, продолжающуюся через первый и второй узлы подвески 6а, 6b двигателя.

Деформация корпуса вентилятора, описанная выше, вызывает появление значительных зазоров между концами лопаток вентилятора и этим корпусом, отрицательно влияющих на эффективность работы двигателя.

Кроме того, центральный корпус турбореактивного двигателя выступает из промежуточного корпуса, что делает его восприимчивым к действию инерционных усилий, в частности, инерционных усилий в радиальных плоскостях, проходящих через первый и второй узлы подвески двигателя. Это приводит к возможности изгиба центрального корпуса в этих плоскостях. Разумеется, этот изгиб ведет к снижению характеристик турбореактивного двигателя.

Задача изобретения состоит в создании силовой установки летательного аппарата, в которой устранены вышеуказанные недостатки известных устройств.

Объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая:

- турбореактивный двигатель, содержащий корпус вентилятора, промежуточный корпус, расположенный радиально к внутренней части относительно корпуса вентилятора и соединенный с последним множеством конструкционных связей, предпочтительно ориентированных радиально, а также центральный корпус, продолжающийся вдоль вышеуказанного промежуточного корпуса к задней части;

- стойку крепления, снабженную жесткой конструкцией и средствами для крепления турбореактивного двигателя на жесткой конструкции, причем указанные средства крепления содержат первый, второй и третий узлы подвески двигателя, которые воспринимают тяговые усилия, приложенные к корпусу вентилятора, и расположены так, что через третий передний узел подвески двигателя проходит первая диаметральная плоскость турбореактивного двигателя, а второй и третий передние узлы подвески двигателя расположены с обеих сторон этой первой диаметральной плоскости;

- кольцевую конструкцию передачи усилий, охватывающую центральный корпус и механически связанную с ним посредством средств крепления.

Согласно изобретению как первый, так и второй передние узлы подвески двигателя связаны с усиливающей конструкцией, образующей плоскость сдвига и жестко установленной на кольцевой конструкции в первой точке крепления, на корпусе вентилятора во второй точке крепления и на конструкционной связи или промежуточного корпуса в третьей точке крепления, при этом указанная усиливающая конструкция расположена вдоль воображаемой плоскости предпочтительно по существу радиально и параллельно продольной оси турбореактивного двигателя или проходит через него, а также проходит через точку крепления переднего узла подвески двигателя на корпусе вентилятора.

Наличие этих усиливающих конструкций, подверженных действию напряжений сдвига, позволяет повысить жесткость турбореактивного двигателя в двух указанных воображаемых плоскостях, что приводит к ограничению прогиба центрального и промежуточного корпусов даже в случае инерциальных напряжений в этих плоскостях. В результате улучшаются общие характеристики силовой установки.

Кроме того, добавление этих усиливающих конструкций обеспечивает повышение жесткости конструкционных связей в двух упомянутых воображаемых плоскостях и поблизости от них, а именно, в том месте, где связи обычно больше всего подвержены воздействию напряжений. Это приводит к меньшей деформации конструкционных связей, расположенных так, как упомянуто выше. При этом корпус вентилятора имеет меньшую тенденцию к «самооткрыванию» в плоскости конструкционных связей, что значительно ограничивает удлинение, встречающееся в известных устройствах с диаметрально противоположными первым и вторым узлами подвески двигателя. Это приводит к лучшим эксплуатационным характеристикам вентилятора и, следовательно, повышает КПД турбореактивного двигателя.

Предпочтительно третья точка крепления расположена в зоне соединения промежуточного корпуса и конструкционной связи или же на одном из этих элементов.

Предпочтительно каждая усиливающая конструкция имеет общую форму треугольника, сплошного или перфорированного для снижения веса. В этом отношении треугольная форма адаптирована к обеспечению образования плоскости сдвига.

Предпочтительно первый и второй передние узлы подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия, расположены симметрично относительно первой диаметральной плоскости, образованной продольной осью турбореактивного двигателя, параллельно его продольному направлению, и первым направлением турбореактивного двигателя, которое перпендикулярно продольному направлению.

Предпочтительно первый и второй передние узлы подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия усилий, действующих в осевом и в первом направлении турбореактивного двигателя, а третий передний узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении и во втором направлении турбореактивного двигателя, перпендикулярном указанному первому направлению и продольному направлению.

Когда турбореактивный двигатель предназначен для крепления над или под крылом самолета, первое и второе направления, перпендикулярные друг другу и перпендикулярные продольному направлению, предпочтительно являются вертикальным и поперечным направлениями турбореактивного двигателя, соответственно. При размещении силовой установки в задней части фюзеляжа летательного аппарата, первое и второе направления могут быть наклонены относительно вертикального и поперечного направлений турбореактивного двигателя.

В этой конфигурации вышеуказанные крепежные средства образованы только с помощью вышеуказанных узлов подвески, установленных на корпусе вентилятора турбореактивного двигателя и образующих изостатическую систему восприятия. В более общем смысле предусматривается, что только крепежные средства, прикрепленные к корпусу вентилятора, являются первым, вторым или третьим узлами подвески двигателя даже в других случаях, когда дополнительный узел подвески двигателя расположен между жесткой конструкцией стойки крепления и центральным корпусом с целью образования изостатической системы восприятия, на которую не оказывает влияния наличие вышеуказанных усиливающих конструкций.

Как упомянуто выше, предпочтительно вышеуказанное первое направление турбореактивного двигателя соответствует его вертикальному направлению, а вышеуказанное второе направление турбореактивного двигателя соответствует его поперечному направлению.

Предпочтительно третий передний узел подвески двигателя связан с усиливающей конструкцией, образующей плоскость сдвига и неподвижно прикрепленной к кольцевой конструкции в первой точке крепления, к корпусу вентилятора во второй точке крепления и к конструкционной связи или промежуточному корпусу в третьей точке крепления; при этом указанная конструкция продолжается вдоль воображаемой плоскости, предпочтительно по существу радиальной, параллельно продольной оси турбореактивного двигателя или проходящей через нее, и проходящей также через точку крепления третьего переднего узла подвески двигателя на корпусе вентилятора.

В конфигурации, когда соответствующая воображаемая плоскость предпочтительно соответствует вышеуказанной первой диаметральной плоскости, центральный корпус является более жестким и лучше противодействует инерционным силам, действующим в этой плоскости.

Предпочтительно указанные усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения со стойкой крепления, что дает возможность избежать действия дополнительных усилий на нее. Таким образом, вышеуказанные крепежные средства могут оставаться изостатическими, несмотря на наличие усиливающих конструкций. К примеру, по аналогичным причинам вышеуказанные усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения с гондолой соответствующей силовой установки.

Другим объектом изобретения является самолет, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку, установленную на крыле или в задней части фюзеляжа самолета.

Другие особенности и преимущества изобретения станут более понятными из дальнейшего неограничивающего описания со ссылками на чертежи.

На фиг.1 и 2 показана известная силовая установка летательного аппарата;

на фиг.3 показана силовая установка летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид сбоку;

на фиг.4 - силовая установка, изображенная на фиг.3, причем жесткая конструкция стойки крепления, усиливающие конструкции и гондола удалены, чтобы более наглядно показать узлы подвески двигателя, вид в перспективе;

на фиг.5 - то же, что и на фиг.4, с демонстрацией расположения узлов подвески двигателя согласно изобретению, вид спереди;

на фиг.6 - стойка крепления согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе в увеличенном масштабе;

на фиг.7 - разрез по поперечной плоскости Р′ на фиг.6;

на фиг.8 - стойка крепления силовой установки согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;

на фиг.9 -разрез по поперечной плоскости Р′ на фиг.8;

на фиг.10 - разрез по линии Х-Х на фиг.11, показывающий усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом;

на фиг.11 - разрез по линии XI-XI на фиг.10;

на фиг.12 - разрез по линии XII-XII на фиг.10;

на фиг.13 схематично показаны средства крепления, установленные между кольцевой конструкцией передачи усилий и центральным корпусом турбореактивного двигателя, вид в поперечном разрезе;

на фиг.13а - то же, но в альтернативном варианте выполнения;

на фиг.14 - фрагмент изображения на фиг.13 в увеличенном масштабе с иллюстрацией распределения усилий на кольцевой конструкции в точке приложения усилий;

на фиг.15 - другой предпочтительный вариант осуществления изобретения, соответствующий виду в разрезе по линии XV-XV на фиг.13.

Изображенная на фиг.3 силовая установка 1 летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения предназначена для установки под крылом летательного аппарата (не показано).

Силовая установка, называемая также интегрированной силовой системой, в основном содержит турбореактивный двигатель 2, гондолу 3 (для наглядности показана пунктирной линией) и стойку 4 крепления, оборудованную средствами крепления турбореактивного двигателя на этой стойке. Предпочтительно эти средства крепления представляют собой множество узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, неподвижно закрепленных на жесткой конструкции 10 стойки крепления (на фиг.3 узел 6b подвески скрыт узлом 6а подвески). Следует отметить, что установка 1 содержит другой набор узлов подвески (не показаны), обеспечивающих подвеску этой установки 1 под крылом летательного аппарата.

В дальнейшем описании символом Х обозначено продольное направление стойки 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 2, причем это направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 2. Символом Y обозначено направление, поперечное стойке 4 и соответствующее поперечному направлению турбореактивного двигателя 2, а символом Z обозначено вертикальное направление или направление высоты. Эти три направления X, Y и Z являются взаимно ортогональными.

Термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата под действием силы тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 2. Это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.3 показаны только узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя и жесткая конструкция 10 стойки 4 крепления. Другие, не показанные элементы, входящие в состав стойки 4, такие как средства крепления жесткой конструкции 10 под крылом летательного аппарата или вспомогательная конструкция, обеспечивающая разделение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных конструкций, и хорошо известны специалистам, поэтому их подробное описание опущено.

Конструкция турбореактивного двигателя 2 идентична или аналогична конструкции, показанной на фиг.1, т.е. содержит спереди корпус 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, промежуточный корпус 21 и конструктивные связи 17 (на фиг.3 не показаны), называемые также выходным направляющим аппаратом, а также центральный корпус 16, содержащий задний конец 19.

Очевидно, что предпочтительно это относится к турбореактивному двигателю с высокой степенью двухконтурности.

Как показано на фиг.3, первый и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя предназначены для крепления на корпусе 12 вентилятора 12 симметрично по отношению к плоскости Р1, называемой первой диаметральной плоскостью, образованной осью 5 и направлением Z, причем эта вертикальная плоскость Р1 проходит через третий передний узел 8 подвески двигателя, тоже закрепленный на корпусе 12 вентилятора. Предпочтительно через все три узла подвески проходит плоскость, ортогональная оси 5.

Как показано на фиг.4, первый и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя расположены симметрично относительно первой диаметральной плоскости Р1 турбореактивного двигателя и предпочтительно оба находятся на наружной кольцевой части корпуса 12 вентилятора, в частности, на ее задней части. В этом предпочтительном варианте осуществления изобретения, они расположены под плоскостью Р2, называемой второй диаметральной плоскостью турбореактивного двигателя, которая ортогональна первой и, следовательно, горизонтальной плоскости. Обе точки 6′а и 6′b соединения этих узлов 6а и 6b подвески с корпусом 12 расположены так, что вторая плоскость Р2 находится между точкой 8′ соединения узла 8 подвески двигателя с корпусом и двумя точками 6′а и 6'b, если смотреть спереди вдоль оси 5, как показано на фиг.5.

Как показано на фиг.5, угол А1, центр которого расположен на продольной оси 5, между точками 8′ и 6′а крепления третьего и первого узлов подвески двигателя больше 90°, но меньше или равен 120°, а более предпочтительно - больше 90°, но меньше или равен 110° или даже больше 90°, но меньше или равен 100°. Аналогичным образом угол А2, центр которого расположен на продольной оси 5, между точками 8' и 6'b крепления третьего и второго узлов подвески двигателя больше или равен 240°, но меньше 270° и даже более предпочтительно составляет 250-270° или 270°.

Такое расположение узлов 6а и 6b подвески позволяет больше задействовать узел 8 подвески двигателя и, следовательно, ограничить нежелательное возникновение овальности корпуса вентилятора, встречаемое в известных конструкциях с первым и вторым узлами подвески двигателя, расположенными в плоскости Р2. Однако несмотря на то, что такое расположение является предпочтительным, изобретение также относится к другим схемам расположения узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя.

Следует отметить, что узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя выполнены известным образом, например, содержат металлические элементы соединения и оси, при этом указанные точки 6'а, 6'b, 8' крепления или соединения соответствуют точкам контакта конструкции этих узлов подвески с конструкцией корпуса вентилятора.

Как схематично показано стрелками на фиг.4, и первый, и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий в направлении Х и в направлении Z, но не в направлении Y.

Таким образом, эти два узла 6а и 6b подвески, расположенные на расстоянии друг от друга, совместно обеспечивают восприятие момента, действующего в направлении X, и восприятие момента, действующего в направлении Z. Третий передний узел 8 подвески, расположенный на самом высоком участке корпуса 12 вентилятора, и, следовательно, на самом высоком участке наружного кольцевого участка, имеет конструкцию, позволяющую воспринимать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 2 в направлении Х и в направлении Y, но не в направлении Z. Таким образом, третий узел 8 подвески совместно с узлами 6а, 6b подвески обеспечивает восприятие момента, действующего в направлении Y.

Преимуществом такой схемы размещения является то, что все узлы подвески двигателя установлены на корпусе вентилятора, поэтому они не мешают потоку второго контура, что позволяет существенно улучшить общие характеристики двигателя. Кроме того, эти три узла подвески образуют вместе изостатическую систему восприятия.

На фиг.6 показан пример выполнения жесткой конструкции 10 стойки 4 крепления. Прежде всего следует отметить, что эта жесткая конструкция 10, называемая также первичной конструкцией, предпочтительно выполнена симметричной относительно вышеуказанной диаметральной плоскости Р1, т.е. относительно вертикальной плоскости, образованной продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2 и направлением Z. Это относится, например, к общему случаю, когда двигатель подвешен под или установлен над крылом, но необязательно происходит, когда его устанавливают в задней части фюзеляжа. В последнем случае, который будет подробнее описан со ссылками на фиг.8 и 9, жесткая конструкция 10 может иметь другую плоскость симметрии в зависимости от своего направления относительно задней части фюзеляжа, например, по существу горизонтальную плоскость симметрии или плоскость, имеющую наклон относительно горизонтали, или вообще не иметь плоскости симметрии. Это происходит, в частности, когда два боковых кессона, которые будут описаны ниже и которые неподвижно соединены с продольным кессоном, называемым центральным, и расположены с двух его сторон, имеют разную окружную длину.

Жесткая конструкция 10 содержит продольный кессон 22, называемый центральным, а также торсионным, который проходит от одного конца конструкции 10 к другому в направлении Х параллельно этому направлению. Например, этот кессон 22 может быть образован соединением двух лонжеронов или боковых панелей 30, проходящих в направлении Х в параллельных плоскостях XZ и соединенных между собой при помощи поперечных нервюр 25, которые ориентированы в параллельных плоскостях YZ. Кроме того, кессон 22 закрыт верхним лонжероном 35 и нижним лонжероном 36.

Два боковых кессона 24а и 24b дополняют жесткую конструкцию 10, в которой центральный кессон 22 находится в верхней части этой конструкции 10, а каждый из двух боковых кессонов 24а и 24b неподвижно соединен с центральным торсионным кессоном 22 и выступает по обе стороны от него в направлении Y и вниз. Кессоны 22, 24а, 24b можно выполнить так, чтобы они образовывали единую конструкцию.

Предпочтительно каждый из боковых кессонов, неподвижно установленных спереди центрального кессона 22 по обе стороны от него, содержит закрывающую кессон внутреннюю обшивку 26а, 26b, называемую также нижней обшивкой, обращенную в сторону турбореактивного двигателя, и вместе ограничивают часть по существу цилиндрической воображаемой поверхности 32 круглого сечения и с продольной осью 34, параллельной центральному кессону 22 и направлению X, как показано на фиг.6.

Иными словами, каждая из этих двух обшивок 26а, 26b содержит по меньшей мере одну часть, кривизна которой позволяет ей располагаться вокруг и в контакте с указанной воображаемой поверхностью 32. В этом случае обшивки 26а, 26b предпочтительно участвуют в наружном радиальном ограничении кольцевого канала второго контура (не показан), учитывая при этом, что на этих закрывающих обшивках можно также установить звукоизоляционное покрытие как на их внутренних, так и на наружных сторонах. В альтернативном варианте боковые кессоны можно полностью расположить над корпусом вентилятора.

Кроме того, боковой кессон 24а, в данном случае идентичный боковому кессону 24b и расположенный с ним симметрично, содержит наружную обшивку 44а, а боковой кессон 24b содержит наружную обшивку 44b.

Каждая из этих наружных обшивок 44а, 44b, называемых также верхними обшивками, предпочтительно образует часть наружной аэродинамической поверхности гондолы, поэтому по меньшей мере часть стойки является неотъемлемой частью гондолы.

На фиг.7 показан вид в разрезе по поперечной плоскости Р', проходящей в любом месте через боковые кессоны 24а и 24b.

На фиг.7 показано, что обе внутренние обшивки 26а и 26b ограничивают вместе с частью своей наружной поверхности часть по существу цилиндрической воображаемой поверхности 32 круглого сечения. Следует отметить, что для максимального снижения возмущений потока второго контура, выходящего из кольцевого канала 14 вентилятора, предпочтительно диаметр цилиндрической воображаемой поверхности 32 по существу идентичен диаметру цилиндрической наружной поверхности кольцевой части корпуса 12 вентилятора. Этот, разумеется, соответствует тому, что обшивки 26а, 26b участвуют в наружном радиальном ограничении этого кольцевого канала потока второго контура.

Как показано на фиг.7, элементы центрального кессона 22 выступают только на очень небольшое расстояние внутрь пространства 38, ограниченного воображаемой поверхностью 32, поэтому они тоже не мешают прохождению потока воздуха второго контура. Это объясняется, в частности, тем, что высота боковых лонжеронов 30 в направлении Z незначительна по сравнению с диаметром воображаемой поверхности 32 и наружной поверхности 18.

Как показано на фиг.6 и 7, обшивки 26а и 44а соединены между собой посредством передней и задней запорных рам 28а и 46а, соответственно, причем эти рамы 28а, 46а ориентированы поперечно и находятся, соответственно, спереди и сзади кессона 24а. Кроме того, под плоскостью Р2 расположена запорная пластина 48а, закрывающая нижнюю часть рам 28а, 46а и, следовательно, соединяющая нижний конец рам 28а, 46а и обшивок 26а, 44а.

Естественно, боковой кессон 24b содержит элементы 26b, 44b, 28b, 46b и 48b, идентичные элементам 26а, 44а, 28а, 46а и 48а кессона 24а, соответственно, и на этих двух кессонах можно, например, установить, предпочтительно шарнирно, капоты гондолы.

Предпочтительно каждая из обшивок 26а, 26b выполнена в виде единой детали, и эти обшивки соединены между собой в верхней части соединительной пластиной 50, расположенной в плоскости XY и контактирующей с нижним лонжероном 36 центрального кессона 22. Аналогично, возможно выполнение двух передних запорных рам 28а, 28b в виде единой детали и их соединение в верхней части при помощи передней запорной рамы 31 кессона 22, расположенной в плоскости YZ. В такой схеме размещения выполненные в виде единой детали рамы 28а, 28b и 31 находятся в одной плоскости YZ и образуют передний конец жесткой конструкции 10 стойки 4.

Таким образом, жесткая конструкция 10 стойки 4 крепления вполне может служить для установки передних узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя, т.к. их можно легко закрепить на единой поперечной детали, включающей рамы 28а, 28b и 31, как показано на фиг.1, и имеющей, например, общую U-образную форму, как и вся жесткая конструкция, если на нее смотреть спереди.

Согласно альтернативному варианту, боковые кессоны образуют полуцилиндрическую, а не U-образную форму, при этом под этими кессонами установлены дополнительные конструктивные элементы, позволяющие сместить первый и второй узлы подвески двигателя под вторую диаметральную плоскость Р2. Такая схема размещения представляет интерес при монтаже турбореактивного двигателя на стойке крепления с вертикальным движением снизу.

В качестве примера можно указать, что все составные элементы описанной выше жесткой конструкции 10 выполняют из металлических материалов, таких как сталь, алюминий, титан, или из композитных материалов, предпочтительно углеродных материалов.

Если боковые кессоны 24а, 24b могут иметь разную окружную длину, в основном в случае крепления силовой установки в задней части фюзеляжа, то необходимо уточнить, что в этом случае кессоны можно установить на центральном кессоне 22 в другом положении, а не в его передней части.

На фиг.8 и 9 показана жесткая конструкция 10 стойки крепления, принадлежащая силовой установке согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения и предназначенная для установки в задней части фюзеляжа 80 летательного аппарата.

Эта жесткая конструкция 10 выполнена по существу идентично конструкции, представленной в предыдущем варианте, и это подтверждено цифровыми позициями, соответствующими элементам, идентичным или аналогичным описанным выше.

Как видно на указанных фигурах, основным отличием крепления двигателя в задней части фюзеляжа 80 является наклон жесткой конструкции 10, поскольку в данном случае оба боковых кессона 24а, 24b совместно образуют участок по существу цилиндрической оболочки или обоймы, которая расположена не вокруг верхнего полудиаметра, а вокруг по существу бокового полудиаметра турбореактивного двигателя (не показан).

В частности, жесткая конструкция 10 предпочтительно выполнена симметричной относительно радиальной плоскости Р1, которая в данном случае не является вертикальной, а образована продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2 и первым направлением Z', ортогональным направлению X, причем это первое направление Z' имеет наклон относительно вышеуказанных направлений Z и Y, соответствующих вертикальному и поперечному направлениям турбореактивного двигателя. Предпочтительно эта плоскость Р1 поднимается, отходя от фюзеляжа 80, например, под углом примерно от 10° до 60° к горизонтали, т.е. относительно любой плоскости XY.

Первый и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя предназначены для крепления на корпусе вентилятора симметрично относительно указанной плоскости Р1, как показано на фиг.8. При этом предусмотрено, чтобы и первый, и второй передние узлы 6а, 6b подвески двигателя находились выше диаметральной плоскости Р2, ортогональной к Р1, напротив узла 8 подвески. В данном случае это тоже выражается тем, что диаметральная плоскость Р2 находится между узлом 8 подвески двигателя и двумя узлами 6а, 6b подвески.

В данном случае плоскость Р2 образована продольной осью 5 и вторым направлением Y', ортогональным к направлению Х и к первому направлению Z', поэтому она тоже имеет наклон относительно направлений Z и Y.

Как схематично показано стрелками на фиг.8, каждый из передних узлов 6а и 6b подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 в направлении Х и в первом направлении Z′, но не в направлении Y′.

Таким образом, оба узла 6а, 6b подвески, существенно удаленные друг от друга, совместно обеспечивают восприятие момента, действующего в направлении X, и момента, действующего в направлении Z′.

На фиг.8 схематично показан также третий передний узел 8 подвески двигателя, тоже предназначенный для крепления на наружной кольцевой части корпуса вентилятора (не показан) и предпочтительно тоже на ее задней части. Третий передний узел 8 подвески, через который проходит вышеуказанная плоскость. Р1, выполнен с возможностью восприятия только усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 в направлениях Х и Y′, но не в направлении Z′.

Таким образом, третий узел 8 подвески обеспечивает вместе с двумя другими узлами 6a и 6b восприятие момента, действующего во втором направлении Y′.

Следует отметить, хотя это и не показано на фигурах, что имеются один или несколько капотов гондолы, установленных на жесткой конструкции 10, в частности, на боковых кессонах 24а, 24b.

На фиг.10-12 представлена одна из особенностей настоящего изобретения, согласно которой турбореактивный двигатель дополнительно содержит усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом. На фигурах турбореактивный двигатель 2 показан в положении, которое он занимает при подвешивании под крылом. Вместе с тем, описанный вариант может быть реализован для любого положения турбореактивного двигателя, в частности, когда его устанавливают в задней части фюзеляжа, как показано на фиг.8 и 9.

Прежде всего, имеется кольцевая конструкция 60 передачи усилий, называемая также ободом или кольцом, охватывающим центральный корпус 16 с центром на оси 5. Эта кольцевая конструкция 60, отстоящая от центрального корпуса 16 в радиальном направлении, механически соединена с ним посредством средств 62 крепления, например, типа тяг, что будет подробнее описано ниже. Предпочтительно эта кольцевая конструкция 60 расположена ближе к задней части центрального корпуса 16, например, на выходе из камеры сгорания, а предпочтительнее - на уровне межтурбинного корпуса напротив неподвижного элемента конструкции, в идеале - в конце корпуса турбины высокого давления. Для обеспечения лучшей опоры его располагают напротив опорного подшипника вала турбореактивного двигателя.

Имеется также усиливающая конструкция, образующая плоскость сдвига, связанная с каждым из передних узлов 6а, 6b подвески двигателя.

Что касается первого узла 6а подвески двигателя, то усиливающая конструкция 64а, образующая плоскость сдвига, расположена в радиальной воображаемой плоскости 66а, проходящей через ось 5 и через точку 6'а крепления этого узла 6а подвески.

Как более наглядно показано на фиг.11, предпочтительно конструкция 64а имеет по существу треугольную плоскую форму и, в случае необходимости, выполнена перфорированной в целях получения выигрыша в массе. Этот треугольник неподвижно закреплен на кольце 60 в первой точке 68а крепления, на корпусе 12 вентилятора вблизи точки 6'а, расположенной в той же воображаемой плоскости 66а, во второй точке 70а крепления и в соединении конструктивной связи 17 с промежуточным корпусом 21 в третьей точке 72а крепления. Таким образом, треугольная конструкция 64а, образующая плоскость сдвига, имеет основание, параллельное конструктивной связи 17 и проходящее вдоль нее, и расположена в воображаемой плоскости 66а, которая имеет в данном случае наклон относительно направлений Y и Z с учетом смещения узла 6а подвески под диаметральную плоскость Р2.

Воображаемая плоскость 66а, в которую вписана треугольная усиливающая конструкция 64а, в данном случае является радиальной, т.е. проходит через продольную ось 5. Вместе с тем, она может быть расположена по-другому, а именно параллельно продольной оси 5 и не включать в себя эту ось. Это относится, в частности, к случаю, когда конструктивные связи не являются радиальными, а наклонены в поперечной плоскости таким образом, что их ось не пересекается с продольной осью 5. В такой схеме размещения треугольная конструкция 64а предпочтительно тоже имеет основание, параллельное и проходящее вдоль конструктивной связи 17, расположенной в воображаемой плоскости 66а. Иными словами, треугольную конструкцию 64а предпочтительно располагают в заднем продолжении одной из конструктивных связей 17, причем эта связь и конструкция 64а расположены в одной воображаемой плоскости 66а. Следует отметить, что такое выполнение можно также применять для каждой из других описанных ниже усиливающих конструкций.

Точно так же выполнен и второй узел 6b подвески, следовательно, на фигурах цифровые позиции, связанные с элементами, относящимися к усиливающей конструкции 64b, образующей плоскость сдвига и расположенной в радиальной воображаемой плоскости 66b, содержат букву «b» вместо буквы «а», используемой для обозначения идентичных элементов, относящихся к усиливающей конструкции 64а.

Конструкции 64а и 64b симметричны относительно радиальной плоскости Р1, соответствующей также другой радиальной воображаемой плоскости 66с, в которой находится третья усиливающая конструкция 64с, образующая плоскость сдвига и связанная с третьим узлом 8 подвески двигателя. Необходимо отметить, что в возможном случае, когда узлы 6а, 6b подвески расположены в плоскости Р2, а не под ней, две радиальные воображаемые плоскости 64а и 64b будут совмещены с плоскостью Р2.

В данном случае на фигурах цифровые позиции, относящиеся к элементам усиливающей конструкции 64с, образующей плоскость сдвига и расположенной в радиальной воображаемой плоскости 66с, содержат букву «с» вместо буквы «а», используемой для обозначения соответствующих элементов, относящихся к усиливающей конструкции 64а.

Три усиливающие конструкции 64а, 64b, 64с, предпочтительно по существу идентичные, позволяют повысить жесткость центрального корпуса 16 в целом, ограничивая тем самым его прогиб даже в случае инерционных напряжений, действующих в воображаемых плоскостях 66а, 66b, 66с, причем последняя плоскость соответствует в данном случае вертикальной плоскости. Кроме того, они обеспечивают ограничение деформации конструктивных связей 17 в этих воображаемых плоскостях и вблизи них, что приводит к ограничению эффекта овальности корпуса 12 вентилятора.

Предпочтительно каждая из конструкций 64а, 64b, 64с может выполнять функцию отвода воздуха второго контура турбореактивного двигателя, причем эти отводы в основном предназначены для прокладки систем и/или для выполнения звукоизоляционного покрытия, образуя при этом аэродинамические поверхности.

Наконец, для сохранения изостатического восприятия усилий усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения с указанной стойкой, а также с гондолой.

На фиг.13 и 14 показаны средства 62 крепления, установленные между кольцевой конструкцией 60 передачи усилий и центральным корпусом 16 в предпочтительном варианте их выполнения.

Прежде всего, необходимо отметить, что каждая из вышеуказанных точек 68а, 68b, 68с крепления образует точку приложения усилий в кольце 60, причем эти точки распределены вдоль этого кольца в окружном направлении. Кроме того, с учетом преимущественно радиальной ориентации указанных усиливающих конструкций, связанных с этими точками 68а, 68b, 68с, действующее на кольцо 60 усилие тоже направлено радиально, т.е. проходит через направление, пересекающее ось 5, относительно которой центровано это кольцо. Вместе с тем, следует напомнить, что усиливающие конструкции можно ориентировать не только радиально, но и по-другому.

С каждой из этих трех точек 68а, 68b, 68с связана по меньшей мере одна соединительная тяга 62, которая, если смотреть на нее спереди вдоль оси 5, как показано на фиг.13, расположена тангенциально по отношению к центральному корпусу 16. В частности, предпочтительно все тяги 62 расположены по существу в одной поперечной плоскости турбореактивного двигателя.

Предпочтительно от каждой из верхней 68с и нижней 68а, 68b точек отходит только одна тяга 62.

Каждая из тяг 62 соединена своим внутренним концом 62а с центральным корпусом 16 посредством шарового шарнира, а своим наружным концом 62b соединена посредством шарового шарнира с кольцом 60. В частности, наружный конец 62b расположен таким образом, что при взгляде спереди через него проходит радиальная воображаемая плоскость 66а, 66b, 66с, проходящая через продольную ось 5 и соответствующую точку 68а, 68b, 68с приложения усилий. В результате этого для данного узла подвески двигателя точка крепления узла подвески на корпусе вентилятора, точка крепления соответствующей усиливающей конструкции на корпусе вентилятора, сама усиливающая конструкция, точка приложения усилий в кольце, образующая точку крепления усиливающей конструкции на этом кольце, а также наружный конец соответствующей тяги находятся вместе в одной радиальной воображаемой плоскости, в которой предпочтительно находится также одна из конструктивных связей, соединяющих корпуса 12 и 16.

Шарнирное крепление концов тяг 62 позволяет лучше контролировать тепловое расширение центрального корпуса по отношению к охватывающей его кольцевой конструкции 60 одновременно в радиальном и продольном направлениях. Действительно, шарнирно установленные тяги, расположенные так, как было описано выше, могут легко сопровождать деформации центрального корпуса в этих двух направлениях при его расширении, не приводя к нежелательным напряжениям.

Кроме того, как показано на фиг.13, каждая из трех тяг проходит в одном и том же окружном направлении, начиная от своего наружного конца 62b, например, в направлении часовой стрелки, как показано на фигуре. При такой схеме размещения в случае дифференциального теплового расширения между кольцевой конструкцией 60 и корпусом 16, кольцевая конструкция 60 может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь соосной этому корпусу.

На фиг.14 показано, в частности, распределение усилий, действующих в точке 68а приложения усилий, при этом принцип остается таким же и для двух других точек 68b и 68с.

В точке 68а усилие 76, передающееся от соответствующей усиливающей конструкции 64а, проходит по существу радиально, в частности, в соответствующей воображаемой радиальной плоскости 66а. Радиальное усилие 76 воспринимается с одной стороны в виде усилия 78 сжатия или растяжения в тяге 62, а с другой стороны - кольцевой конструкцией 60 в виде по существу тангенциального усилия 80, которое называют также безмоментным усилием. За счет этого в каждой из трех точек приложения усилий к кольцу последнее стремится реагировать на механические воздействия усиливающих конструкций по существу тангенциальным усилием, что значительно снижает риски появления овальности.

На фиг.13а показан альтернативный вариант, согласно которому в дополнение к показанным на фиг.13 трем тягам 62 добавлена расположенная соответствующим образом четвертая тяга 62.

Действительно, для более равномерного распределения усилий к трем тягам 62, отходящим, соответственно, от точек 68а, 68b, 68с приложения усилий, добавляют четвертую тягу 62, соединяющую кольцевую конструкцию 60 с корпусом 16, причем эту тягу располагают симметрично по отношению к тяге, связанной с третьим узлом подвески двигателя, с учетом центральной симметрии вокруг центра, образованного осью 5. Так, ее наружный конец 62b тоже выполняют таким образом, чтобы на виде спереди через него проходила воображаемая радиальная плоскость 66с, проходящая через продольную ось 5 и соответствующую точку 68с приложения усилий.

Кроме того, как показано на фиг.13а, каждая из четырех тяг проходит в одном и том же окружном направлении, начиная от своего наружного конца 62b, например, в направлении часовой стрелки, как показано на этой фигуре. В случае дифференциального теплового расширения между кольцевой конструкцией 60 и корпусом 16 или тягами 62 кольцевая конструкция 60 тоже может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь при этом соосной ему. Фактически, в случае, когда первый и второй узлы подвески двигателя расположены в плоскости Р2, четыре тяги 62, расположенные по касательной к корпусу 16, распределены с учетом центральной симметрии, центр которой образован продольной осью 5.

На фиг.15 показан другой вариант, согласно которому тяги 62, имеющие описанное выше расположение, тоже соединены с кольцевой конструкцией 60, которая, в свою очередь, соединена не только с точками 68а, 68b, 68с приложения усилий, но также установлена на конструкции 86 внутреннего радиального ограничения кольцевого канала 88 потока второго контура (на английском языке «IFS» - Inlet Fan Structure). Например, эта конструкция 86 расположена радиально внутри конструкции 90 наружного ограничения кольцевого канала потока второго контура (на английском языке «OFS» - Outlet Fan Structure), которая, в свою очередь, находится в заднем продолжении внутренних обшивок боковых кессонов стойки крепления.

В данном случае, как было указано выше, можно предусмотреть, чтобы усиливающие конструкции 64а, 64b, 64с, проходящие вдоль внутренней конструкции 80, выполняли дополнительную функцию отвода воздушного потока второго контура турбореактивного двигателя.

На фиг.13-15 турбореактивный двигатель показан в положении, когда он подвешен под крылом. Вместе с тем, описанную выше схему размещения средств 62 крепления можно применять для любого расположения турбореактивного двигателя, в частности, когда его устанавливают в задней части фюзеляжа, как показано на фиг.8 и 9.

Разумеется, специалист может вносить различные изменения в описанную выше силовую установку 1 летательного аппарата, представленную исключительно в качестве неограничивающего примера. В этой связи можно отметить, что две особенности конструкции, показанные, соответственно, на фиг.3-9 и на фиг.13-15, описаны в комбинации, но их можно применять также отдельно друг от друга без выхода за объем изобретения.

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель (2), включающий в себя корпус (12) вентилятора, промежуточный корпус (21), расположенный радиально внутри по отношению к корпусу вентилятора и соединенный с ним посредством множества конструктивных связей (17), а также центральный корпус (16), продолжающий указанный промежуточный корпус в заднем направлении; стойку крепления (4) с жесткой конструкцией (10) и средства крепления турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10), содержащие первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и расположенные на корпусе вентилятора так, что через третий передний узел (8) подвески двигателя проходит первая диаметральная плоскость (Р1) турбореактивного двигателя, а второй и третий передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя установлены с обеих сторон этой первой диаметральной плоскости (Р1); и кольцевую конструкцию передачи усилий, охватывающую центральный корпус (16) и механически связанную с ним посредством средств (62) крепления, отличающаяся тем, что первый и указанный второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя связаны с усиливающей конструкцией (64а, 64b), образующей плоскость сдвига и жестко установленной на кольцевой конструкции в первой точке (68а, 68b) крепления, на корпусе вентилятора во второй точке (70а, 70b) крепления и на конструкционной связи (17) или промежуточном корпусе (21) в третьей точке (72а, 72b) крепления, при этом усиливающая конструкция (64а, 64b) расположена в воображаемой плоскости (66а, 66b), параллельной продольной оси (5) турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось, а также проходящей через точку (6′а, 6′b) крепления переднего узла (6а, 6b) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора.

2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что третья точка (72а, 72b) крепления расположена в зоне соединения промежуточного корпуса (21) и конструкционной связи (17).

3. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что каждая усиливающая конструкция (64а, 64b) имеет общую форму треугольника.

4. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия, расположены симметрично относительно вышеуказанной первой диаметральной плоскости (Р1), образованной продольной осью (5) турбореактивного двигателя, параллельной его продольному направлению (X), и первым направлением (Z, Z′) этого двигателя, перпендикулярным к продольному направлению (X).

5. Силовая установка (1) по п.4, отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия усилий, действующих вдоль продольного направления (X) и вдоль первого направления (Z, Z′) турбореактивного двигателя (2), а третий передний узел (8) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих вдоль продольного направления (X) и вдоль второго направления (Y, Y′) турбореактивного двигателя (2), перпендикулярного вышеуказанному первому направлению (Z, Z′) и продольному направлению (X).

6. Силовая установка (1) по п.5, отличающаяся тем, что первое направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его вертикальному направлению (Z), а второе направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его поперечному направлению (Y).

7. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что третий передний узел (8) подвески двигателя связан с усиливающей конструкцией (64с), образующей плоскость сдвига и жестко установленной на кольцевой конструкции в первой точке (68с) крепления, на корпусе вентилятора во второй точке (70с) крепления и на конструкционной связи (17) или промежуточном корпусе (21) в третьей точке (72с) крепления, причем указанная усиливающая конструкция (64с) продолжается вдоль воображаемой плоскости (66с) параллельно продольной оси (5) турбореактивного двигателя или проходит через эту продольную ось (5), а также проходит через точку (8′) крепления третьего переднего узла (8) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора.

8. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения со стойкой.

9. Летательный аппарат, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, одну силовую установку (1) по п.1, установленную на крыле или в задней части фюзеляжа этого летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

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.

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.

Промежуточный корпус (20) вентиляторного отсека турбореактивного двигателя (Cs) содержит: обечайку (22), кольцевую щеку (24), подвесную балку (28) и коробку приводов агрегатов (30). Обечайка (22) сцентрирована по продольной оси (X-X) газотурбинного двигателя. Кольцевая щека (24) сцентрирована по продольной оси газотурбинного двигателя и установлена напротив расположенной ниже по потоку стороны обечайки. Подвесная балка (28) прикреплена к щеке и простирается по направлению потока параллельно продольной оси газотурбинного двигателя. Коробка приводов агрегатов (30) подвешена на балке и содержит расположенную выше по потоку боковую сторону (30b), аксиально пространственно отделенную от щеки, расположенную ниже по потоку боковую сторону (30a), противоположную расположенной выше по потоку боковой стороне, а также множество вспомогательного оборудования (32), установленного напротив ее расположенной ниже по потоку боковой стороны и размещенного вдоль продольной оси газотурбинного двигателя. Достигается установка коробки приводов агрегатов в отсек центра турбореактивного двигателя без ухудшения характеристик компрессора высокого давления турбореактивного двигателя. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх