Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора



Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора
Силовая установка летательного аппарата, содержащая узлы подвески двигателя, смещенные вниз на корпусе вентилятора

 


Владельцы патента RU 2487057:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка содержит средства крепления турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10) стойки крепления. Средства крепления содержат первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе (12) вентилятора, выполненные таким образом, что третий узел (8) подвески проходит по первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя. Первый и второй узлы (6а, 6b) подвески расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости (Р1). Узлы (6а, 6b) подвески установлены на корпусе (12) вентилятора соответственно в двух точках (6'а, 6'b), находящихся за пределами второй диаметральной плоскости (Р2) турбореактивного двигателя, ортогональной к первой плоскости (Р1), по отношению к третьему узлу (8) подвески двигателя. Технический результат заключается в предотвращении деформации корпуса вентилятора силовой установки летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель, гондолу, в которой расположен турбореактивный двигатель, а также стойку крепления, оборудованную жесткой конструкцией и множеством узлов подвески двигателя, установленных между жесткой конструкцией стойки крепления и турбореактивным двигателем.

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

Что касается гондолы, то ее классически оборудуют несколькими капотами, охватывающими турбореактивный двигатель и обеспечивающими доступ к нему. Данные капоты называют капотами вентилятора и реверса тяги.

В частности, в некоторых известных силовых установках стойка крепления содержит жесткую конструкцию, включающую в себя продольный кессон и два боковых кессона, неподвижно соединенных с продольным кессоном и расположенных по обе стороны от него. 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 известное техническое решение, 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 и 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 особое расположение, при 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, остаются намного меньше и даже равны нулю. Это позволяет избежать смещения основной плоскости восприятия тяговых усилий, образованной этими двумя диаметрально противоположными узлами подвески, по отношению к оси двигателя и, следовательно, существенно ограничить возможный нежелательный момент в поперечном направлении турбореактивного двигателя, 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 выпускным корпусом.

Поскольку на корпусе 12 вентилятора, а предпочтительно на его заднем конце 18, неподвижно закреплены три узла 6а, 6b и 8 подвески двигателя, на этот корпус 12, как и на конструктивные связи 17, действуют усилия от осевой тяги, создаваемой турбореактивным двигателем. Во время действия таких усилий корпус вентилятора вполне может передавать эти усилия, называемые также продольными, даже в участках этого корпуса, находящихся между двумя конструктивным связями, непосредственно смежными в окружном направлении.

Вместе с тем, было установлено, что в преимущественной плоскости Р2 восприятия конструктивные связи подвергаются большим напряжениям, вызывающим изгиб, отрицательно сказывающийся на двигателе. Действительно, как схематично показано на фиг.2а, в диаметральной плоскости Р2, включающей узлы 6а, 6b подвески двигателя, воспринимающие основную часть тяговых усилий, конструктивные связи 17 проявляют тенденцию к изгибу, при этом их наружные радиальные концы отклоняются назад. Этот изгиб связей 17 назад является причиной деформации корпуса 12 вентилятора, который стремится «раскрыться», о чем свидетельствует отклонение переднего наружного конца 23 по отношению к оси 5 двигателя в плоскости Р2. Чтобы компенсировать это раскрывание, передний конец 23 стремится «закрыться» или «сжаться» в ортогональной диаметральной плоскости Р1, в результате чего возникает овальность корпуса, при этом большой осью овала оказывается ось, проходящая через первый и второй узлы 6а, 6b подвески двигателя.

Таким образом, описанная выше деформация корпуса вентилятора создает большие зазоры между концами лопаток вентилятора и самим корпусом, которые отрицательно сказываются на общей мощности двигателя.

Как было указано выше, тяговые усилия преимущественно проходят через первый и второй узлы подвески двигателя в плоскости Р2, при этом на третий узел подвески двигателя действуют намного более слабые и даже ничтожные усилия. Однако этот третий узел подвески двигателя предотвращает любое перемещение двигателя во время работы. С учетом этой блокировки деформирующая составляющая корпуса двигателя в плоскости Р1 относительно стойки выражается поворотом всего двигателя вокруг этого третьего узла подвески.

В описанном выше случае поворот узла 8 подвески стремится повернуть заднюю часть турбореактивного двигателя вниз, о чем свидетельствует фиг.2b, на которой уровни деформации намеренно преувеличены для большей ясности, как и на фиг.2а.

В целом деформация, которой подвергается турбореактивный двигатель и, следовательно, центральный корпус 16, заставляет его задний конец перемещаться в направлении, противоположном месту, где находится третий узел подвески двигателя.

В этой связи следует отметить, что перемещение центрального корпуса может создать проблему его встраивания в заднюю часть стойки и/или гондолы.

Задачей изобретения является создание силовой установки летательного аппарата, в которой, по меньшей мере частично, решены вышеупомянутые проблемы, присущие известным техническим решениям.

Поставленная задача решена в силовой установке летательного аппарата, содержащей:

- турбореактивный двигатель, включающий в себя корпус вентилятора, промежуточный корпус, расположенный радиально внутри по отношению к корпусу вентилятора и соединенный с ним через множество конструктивных связей, предпочтительно направленных радиально, а также центральный корпус, продолжающий указанный промежуточный корпус в заднем направлении;

- стойку крепления, содержащую жесткую конструкцию, которая содержит продольный кессон и два боковых кессона, неподвижно соединенных с продольным кессоном и расположенных по обе стороны от него, при этом стойка содержит также средства крепления турбореактивного двигателя на жесткой конструкции, которые включают в себя установленные на корпусе вентилятора первый, второй и третий передние узлы подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и выполненные таким образом, чтобы третий передний узел подвески двигателя проходил по первой диаметральной плоскости турбореактивного двигателя, при этом указанные первый и второй узлы подвески двигателя, установленные на двух боковых кессонах, соответственно, расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости.

Согласно изобретению указанные первый и второй передние узлы подвески двигателя установлены на корпусе вентилятора, соответственно, в двух точках, находящихся за пределами второй диаметральной плоскости турбореактивного двигателя, ортогональной к первой диаметральной плоскости относительно третьего переднего узла подвески двигателя.

Таким образом, особенность силовой установки согласно изобретению заключается в смещении первого и второго узлов подвески двигателя по отношению к их диаметральному положению в известных установках, при этом смещение осуществляют таким образом, чтобы отдалить их от третьего узла подвески двигателя. При такой схеме размещения во время действия осевой тяги турбореактивного двигателя наблюдается смещение плоскости восприятия тяговых усилий, включающей первый и второй узлы подвески двигателя, по отношению к оси двигателя. Таким образом, за счет такого смещения эта плоскость восприятия больше подвержена нагрузкам по сравнению с описанными выше известными техническими решениями, поэтому тяговые усилия распределяются более равномерно по вышеуказанным трем узлам подвески двигателя. Иными словами, третий узел подвески двигателя, через который проходит первая диаметральная плоскость, оказывается более подверженным действию напряжений, т.к. он воспринимает более значительные тяговые усилия. В результате этого наблюдается снижение напряжений в конструктивных связях, расположенных внутри и вблизи второй диаметральной плоскости, и, в целом, лучшая равномерность распределения напряжений во всех конструктивных связях, окружающих промежуточный корпус. В результате и на сам корпус вентилятора действуют напряжения, более равномерно распределенные по его контуру, что существенно ограничивает эффект появления овальности, который наблюдается в известных решениях при диаметрально противоположных первом и втором узлах подвески двигателя. Это способствует повышению производительности вентилятора и, следовательно, общему повышению КПД турбореактивного двигателя.

Кроме того, уменьшение деформирующей составляющей корпуса вентилятора и конструктивных связей приводит к уменьшению вертикального смещения этого корпуса вентилятора по отношению к стойке крепления. В результате это обеспечивается ограничение смещения центрального корпуса, который можно лучше встраивать в заднюю часть стойки и/или гондолы.

Естественно, позиционирование первого и второго узлов подвески двигателя под второй диаметральной плоскостью можно корректировать в зависимости от конструкции соответствующей силовой установки, причем это позиционирование может меняться в зависимости от рассматриваемых летательных аппаратов.

Предпочтительно воспринимающие тяговые усилия первый и второй передние узлы подвески двигателя расположены симметрично относительно указанной первой диаметральной плоскости, проходящей через продольную ось указанного турбореактивного двигателя, параллельной его продольному направлению, и первым направлением указанного турбореактивного двигателя, ортогональным к продольному направлению.

Предпочтительно на виде спереди вдоль продольной оси турбореактивного двигателя угол с центром на продольной оси этого двигателя между точками крепления третьего и первого узлов подвески двигателя превышает 90° и меньше или равен 120° и еще предпочтительнее больше 90°, но меньше 110°, и даже больше 90°, но меньше 100°, а угол с центром на продольной оси турбореактивного двигателя между точками крепления третьего и второго узлов подвески двигателя равен или больше 240°, но меньше 270°, а предпочтительно больше 250°, но меньше 270°, и даже больше 260°, но меньше 270°. Наиболее предпочтительные интервалы позволяют получить очень удовлетворительное решение, согласно которому установка первого и второго узлов подвески не создает никаких проблем, и турбореактивный двигатель имеет удовлетворительные характеристики.

Предпочтительно указанные и первый, и второй передние узлы подвески двигателя выполнены с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении и в указанном 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, ортогональном к первому направлению и к продольному направлению.

Когда турбореактивный двигатель предназначен для установки над крылом или под крылом летательного аппарата, ортогональными между собой и ортогональными к продольному направлению, первым и вторым направлениями предпочтительно являются, соответственно, вертикальное и поперечное направления турбореактивного двигателя. Однако, хотя это может также относиться и к варианту крепления силовой установки в задней части фюзеляжа летательного аппарата, и первое, и второе направления могут иметь наклон по отношению к вертикальному и поперечному направлениям турбореактивного двигателя.

В такой схеме размещения указанные средства крепления образованы только передними узлами подвески, закрепленными на корпусе вентилятора турбореактивного двигателя и образующими изостатическую систему восприятия. В целом можно предусмотреть, чтобы единственными средствами крепления, закрепленными на корпусе вентилятора, были указанные первый, второй и третий узлы подвески двигателя даже для других случаев, когда между жесткой конструкцией стойки и центральным корпусом имеется дополнительный узел подвески двигателя, и они вместе тоже образуют изостатическую систему восприятия.

Предпочтительно, как было указано выше, указанное первое направление турбореактивного двигателя соответствует его вертикальному направлению, а указанное второе направление турбореактивного двигателя соответствует его поперечному направлению.

Предпочтительно наружная обшивка каждого из двух боковых кессонов является частью наружной аэродинамической поверхности гондолы. Иными словами, это означает, что часть наружной аэродинамической поверхности гондолы образована силовыми обшивками, которые могут воспринимать усилия от турбореактивного двигателя. Кроме того, если предпочтительно используются один или несколько капотов гондолы, установленных на боковых кессонах, можно образовать оболочку вокруг всего данного участка турбореактивного двигателя при помощи вышеуказанных элементов.

Согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения силовая установка дополнительно содержит кольцевую конструкцию передачи усилий, охватывающую центральный корпус и механически связанную с ним через средства крепления, и с каждым указанным первым и вторым узлами подвески двигателя связана усиливающая конструкция, образующая плоскость сдвига и неподвижно закрепленная:

- на кольцевой конструкции в первой точке крепления;

- на корпусе вентилятора во второй точке крепления; и

- на конструктивной связи или промежуточном корпусе в третьей точке крепления,

при этом указанная конструкция проходит в воображаемой, предпочтительно радиальной плоскости, параллельной продольной оси указанного турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось, а также через точку крепления указанного переднего узла подвески двигателя на корпусе вентилятора.

Наличие этих усиливающих конструкций, подверженных действию напряжений сдвига, позволяет повысить жесткость турбореактивного двигателя в двух вышеуказанных 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, такое добавление усиливающих конструкций обеспечивает повышение жесткости конструктивных связей внутри и вблизи вышеуказанных двух воображаемых плоскостей, т.е. там, где эти связи обычно испытывают наибольшие напряжения. Поскольку корпус вентилятора жестко соединен с этими связями, это еще больше ограничивает описанный выше эффект появления овальности. В результате повышается эффективность работы вентилятора и, следовательно, общий КПД турбореактивного двигателя.

Предпочтительно указанная третья точка крепления находится на уровне соединения между указанным промежуточным корпусом и конструктивной связью, и ее можно расположить даже на одном или другом из этих элементов.

Предпочтительно каждая усиливающая конструкция выполнена в виде треугольника сплошного или перфорированного для получения выигрыша в массе. Треугольная форма оказывается наиболее предпочтительной для обеспечения образования плоскости сдвига.

Предпочтительно указанный третий узел подвески двигателя связан с усиливающей конструкцией, образующей плоскость сдвига, неподвижно закрепленной:

- на кольцевой конструкции в первой точке крепления;

- на корпусе вентилятора во второй точке крепления; и

- на конструктивной связи или промежуточном корпусе в третьей точке крепления,

при этом указанная конструкция проходит в воображаемой, предпочтительно по существу радиальной плоскости, параллельной продольной оси турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось, а также через точку крепления указанного третьего переднего узла подвески двигателя на корпусе вентилятора.

При такой схеме размещения, в которой рассматриваемая воображаемая плоскость предпочтительно соответствует вышеуказанной первой диаметральной плоскости, жесткость центрального корпуса еще больше увеличивается, и он может лучше выдерживать инерциальные нагрузки, действующие в этой плоскости.

Предпочтительно указанные усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения со стойкой, что позволяет избежать прохождения через нее дополнительных усилий. Вышеуказанные средства крепления могут за счет этого оставаться изостатическими, несмотря на наличие усиливающих конструкций. По этим же причинам можно, например, предусмотреть, чтобы указанные усиливающие конструкции не имели прямого механического соединения с гондолой силовой установки.

Кроме того, силовая установка согласно изобретению может содержать кольцевую конструкцию передачи усилий, охватывающую центральный корпус и механически соединенную с ним при помощи средств крепления, содержащих множество соединительных тяг, при этом указанная кольцевая конструкция дополнительно соединена с множеством конструкций, находящихся снаружи от нее, таких, например, как описанные выше усиливающие конструкции, причем эти конструкции действуют на нее в радиальном направлении во множестве точек приложения усилий, распределенных на ней в окружном направлении.

В этом случае с каждой из точек приложения усилий связана по меньшей мере одна соединительная тяга, расположенная на виде спереди вдоль продольной оси турбореактивного двигателя тангенциально по отношению к центральному корпусу и содержащая внутренний конец, соединенный с центральным корпусом, и наружный конец, соединенный с кольцевой конструкцией так, что через него проходит воображаемая радиальная плоскость, проходящая через продольную ось турбореактивного двигателя, а также через указанную точку приложения усилий.

В альтернативном варианте конструкции могут быть не радиальными, по существу плоскими, предпочтительно параллельными продольной оси турбореактивного двигателя, оставаясь при этом расположенными в воображаемой плоскости, в которой находятся указанная точка приложения усилий и наружный конец соответствующей тяги.

Преимуществом такой схемы размещения является расположение каждой точки приложения усилий и наружного конца соединительной тяги в одной воображаемой, т.е. предпочтительно радиальной плоскости, в которой проходит также радиальное усилие, проходящее через кольцевую конструкцию от наружной конструкции, связанной с рассматриваемой точкой приложения усилий. Таким образом, вышеуказанное радиальное усилие переходит одновременно в усилие сжатия или растяжения в тяге, а также в обязательное по существу тангенциальное усилие в кольцевой конструкции, называемое также безмоментным усилием. За счет этого в каждой из точек приложения усилий кольцевой конструкции последняя стремится отреагировать на механические воздействия наружных конструкций по существу тангенциальным усилием, значительно ограничивающим деформации и не дающим ей принять форму овала.

Кроме того, поскольку соединительные тяги расположены тангенциально по отношению к центральному корпусу, с которым они соединены, деформации этого корпуса оказываются также значительно ограниченными.

Таким образом, такая схема размещения позволяет оптимизировать механическое соединение между кольцевой конструкцией и центральным корпусом, что обеспечивает удовлетворительное восприятие усилий, проходящих через наружные конструкции, соединенные с кольцевой конструкцией.

Предпочтительно все указанные соединительные тяги располагаются в одном окружном направлении, начиная от своего наружного конца. При такой схеме размещения в случае дифференциального теплового расширения между кольцом и корпусом или тягами кольцо предпочтительно может поворачиваться вокруг центрального корпуса, оставаясь при этом по отношению к нему соосным.

Предпочтительно указанные соединительные тяги расположены по существу в одной поперечной плоскости турбореактивного двигателя.

Предпочтительно для того, чтобы тепловое расширение центрального корпуса происходило оптимально по отношению к охватывающей его кольцевой конструкции, внутренний и наружный концы указанных соединительных тяг установлены в шаровых шарнирах.

Предпочтительно, как было указано ранее, наружные конструкции образованы описанными выше усиливающими конструкциями. Таким образом, с первым, вторым и третьим узлами подвески двигателя связана усиливающая конструкция, образующая плоскость сдвига и неподвижно закрепленная:

- на кольцевой конструкции в первой точке крепления, образующей точку приложения усилия в этой кольцевой конструкции;

- на корпусе вентилятора во второй точке крепления; и

- на конструктивной связи или промежуточном корпусе в третьей точке крепления,

при этом указанная усиливающая конструкция проходит в воображаемой радиальной плоскости, проходящей через указанную точку приложения усилия, а также через точку крепления указанного переднего узла подвески двигателя на корпусе вентилятора.

Следует отметить, что усиливающие конструкции, образующие плоскость сдвига, прекрасно выполняют свою роль благодаря вышеупомянутому отсутствию деформации кольцевой конструкции, с которой они соединены через точки приложения усилий.

Другим объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку, соединенную с крылом или с задней частью фюзеляжа этого летательного аппарата.

Другие особенности и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из дальнейшего описания со ссылками на чертежи.

На фиг.1-2b (уже описаны) 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, при этом для более наглядной демонстрации узлов подвески двигателя жесткая конструкция стойки крепления и гондола на чертеже не показаны, вид в перспективе;

на фиг.5 - то же, вид спереди;

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

на фиг.7 - разрез по плоскости Р' на фиг.6;

на фиг.8 показана стойка крепления в силовой установке летательного аппарата, согласно другому варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;

на фиг.9 - разрез по плоскости Р' на фиг.8;

на фиг.10 показан другой вариант осуществления изобретения, в котором турбореактивный двигатель содержит усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом, причем этот чертеж соответствует разрезу по линии Х-Х на фиг.11;

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 в альтернативном варианте выполнения;

на фиг.14 - увеличенный фрагмент фиг.13, иллюстрирующий распределение усилий на кольцевой конструкции в точке приложения усилий;

на фиг.15 показан другой предпочтительный вариант осуществления изобретения, соответствующий разрезу по линии XV-XV на фиг.13.

На фиг.3 показана силовая установка 1 летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, причем эта силовая установка 1 предназначена для крепления под крылом (не показано) летательного аппарата.

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. 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). Силовая установка 1 содержит также другой набор узлов подвески (не показаны), обеспечивающих ее подвеску под крылом летательного аппарата.

В дальнейшем 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. Символ Y обозначает направление, поперечное относительно стойки 4 и тоже соответствующее поперечному направлению турбореактивного двигателя 2, а символ Z обозначает вертикальное направление или направление высоты, причем 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, и 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 этой 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 технических решений, 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.

Понятно, что в данном случае двигатель представляет собой двухконтурный турбореактивный двигатель 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 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, и предпочтительно через все три узла подвески проходит плоскость, ортогональная к оси 5.

На фиг.4 видно, что показанные схематично первый и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя расположены симметрично относительно первой диаметральной плоскости Р1 турбореактивного двигателя и предпочтительно оба находятся на периферической кольцевой части корпуса 12 вентилятора, в частности на ее задней части. В частности, они расположены под плоскостью Р2, называемой второй диаметральной плоскостью турбореактивного двигателя, которая является ортогональной к первой плоскости и, следовательно, горизонтальной. Обе точки 6'а и 6'b соединения этих узлов 6а, 6b подвески с корпусом 12 расположены таким образом, что вторая плоскость Р2 находится между парой точек 6'а и 6'b и точкой 8' соединения узла 8 подвески двигателя с этим же корпусом, если смотреть спереди вдоль оси 5, как показано на фиг.5.

Как показано на фиг.5, угол А1 с центром на продольной оси 5 между точками 8' и 6'а крепления третьего и первого узлов подвески двигателя превышает 90° и предпочтительно находится в пределах от 90 до 110°. Аналогично, угол А2 с центром на этой продольной оси 5 между точками 8' и 6'b крепления третьего и второго узлов подвески двигателя меньше 270° и предпочтительно находится в пределах от 250 до 270°.

Как было указано выше, такое расположение узлов 6а, 6b подвески позволяет больше задействовать узел 8 подвески двигателя и, следовательно, ограничить нежелательное возникновение овальности корпуса вентилятора, встречаемое в известных технических решениях. Кроме того, оно позволяет нейтрализовать или компенсировать момент относительно оси, параллельной направлению Y, действующий на турбореактивный двигатель и возникающий в результате осевых усилий, проходящих через третий узел 8 подвески.

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

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

Таким образом, оба узла 6а и 6b подвески, расположенные на расстоянии друг от друга, совместно обеспечивают восприятие момента, действующего в направлении X, и момента, действующего в направлении Z. Как показано также на фиг.4, третий передний узел 8 подвески, находящийся в самой верхней части корпуса 12 вентилятора, т.е. в самой верхней части наружной кольцевой части, выполнен с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий, действующих в направлениях Х и Y, но не в направлении Z. Таким образом, третий узел 8 подвески обеспечивает вместе с узлами 6а и 6b подвески восприятие момента, действующего в направлении Y.

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

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 или установлен над крылом, но необязательно происходит, когда его устанавливают в задней части фюзеляжа. Действительно, 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 и расположены с двух сторон от продольного кессона, называемого центральным, имеют разную окружную длину.

Таким образом, жесткая конструкция 10 содержит продольный кессон 22, называемый центральным продольным кессоном, а также называемый торсионным кессоном, 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, центральный кессон 22 которой находится на уровне верхнего участка этой конструкции 10, при этом каждый из двух кессонов 24а и 24b неподвижно соединен с центральным торсионным кессоном 22 и выступает по обе стороны от него в направлении Y и вниз. Например, кессоны 22, 24а, 24b можно выполнить таким образом, чтобы они образовали единый кессон.

Предпочтительно каждый боковой кессон, неподвижно установленный спереди центрального кессона 22 по обе стороны от него, содержит внутреннюю обшивку 26а, 26b, закрывающую кессон, 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 и 26b содержит по меньшей мере одну часть, кривизна которой позволяет ей располагаться вокруг и в контакте с этой воображаемой поверхностью 32. Предпочтительно в этом случае обшивки 26а и 26b 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.

Следует уточнить, что ось 34 предпочтительно совпадает с продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2.

Кроме того, боковой кессон 24а, в данном случае идентичный и симметричный боковому кессону 24b, содержит наружную обшивку 44а, а боковой кессон 24b - наружную обшивку 44b.

Каждая из этих наружных обшивок 44а и 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 этом чертеже показано, что обе внутренние обшивки 26а и 26b закрывания кессона 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. Это, разумеется, соответствует тому, что обшивки 26а, 26b участвуют в ограничении наружного 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 боковые лонжероны 30 имеют очень незначительную высоту в направлении Z 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, причем эти рамы 28а и 46а ориентированы поперечно и находятся, соответственно, спереди и сзади кессона 24а. Кроме того, запорная пластина 48а, расположенная под плоскостью Р2, закрывает нижнюю часть рам 28а и 46а и, следовательно, соединяет нижний конец рам 28а, 46а и обшивок 26а, 44а.

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

Предпочтительно обе обшивки 26а и 26b выполнены в виде единой детали и 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. Таким образом, рамы 28а, 28b, 31, выполненные в виде единой детали, в такой схеме размещения 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, так что первый и второй узлы подвески двигателя можно сместить под вторую диаметральную плоскость Р2. Такая схема размещения представляет интерес при монтаже турбореактивного двигателя на стойке крепления путем вертикального движения 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.

Если боковые кессоны 24а, 24b в действительности могут иметь разную окружную длину, в основном в случае крепления силовой установки в задней части фюзеляжа, то в этом случае указанные 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 к силовой установке согласно другому предпочтительному варианту осуществления изобретения, предназначенная для установки в задней части фюзеляжа 80 летательного аппарата.

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

Основным отличием крепления двигателя в задней части фюзеляжа 80 является наклон жесткой конструкции 10, поскольку оба боковых кессона 24а, 24b вместе образуют в данном случае участок по существу цилиндрической оболочки или обоймы, которая расположена не вокруг верхнего полудиаметра, а вокруг по существу бокового полудиаметра этого же турбореактивного двигателя (не показан).

В частности, жесткая конструкция 10 предпочтительно выполнена симметрично по отношению к радиальной плоскости Р1, которая в данном случае не является вертикальной, а образована продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2 и первым направлением Z', ортогональным к направлению X, причем это первое направление Z' имеет наклон относительно вышеуказанных направлений Z и Y, соответствующих вертикальному и поперечному направлениям турбореактивного двигателя. Предпочтительно плоскость Р1 отходит 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 вышеуказанной плоскости Р1, как показано на фиг.8. При этом первый и второй передние узлы 6а, 6b подвески двигателя находятся выше диаметральной плоскости Р2, ортогональной к Р1, напротив узла 8 подвески. В данном случае это тоже выражается тем, что диаметральная плоскость Р2 находится между с одной стороны двумя узлами 6а, 6b, а с другой стороны узлом 8 подвески двигателя.

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 первого и второго передних узлов 6а, 6b подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий в направлениях Х и 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. Что касается этого третьего переднего узла 8 подвески, через который проходит вышеуказанная плоскость Р1, то он выполнен с возможностью восприятия только создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий в направлениях Х и Y', но не в направлении Z'.

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

Наконец, следует отметить, хотя это и не показано на чертежах, что предпочтительно имеются один или несколько капотов гондолы, установленных на жесткую конструкцию 10 и, в частности, на боковые кессоны 24а, 24b.

На фиг.10-12 показан еще один вариант осуществления изобретения, согласно которому турбореактивный двигатель дополнительно содержит усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом. На чертежах турбореактивный двигатель 2 показан в положении, которое он занимает при подвеске под крылом. Вместе с тем, описанный вариант применим для любого положения турбореактивного двигателя, в частности когда его устанавливают в задней части фюзеляжа, как показано на фиг.8 и 9.

Прежде всего установлена кольцевая конструкция 60 передачи усилий, называемая также ободом или кольцом, охватывающим центральный корпус 16 с центром на оси 5. Это кольцо 60, отстоящее от центрального корпуса 16 в радиальном направлении, механически соединено с ним при помощи средств 62 крепления, например, типа тяг, что будет подробнее описано ниже. Предпочтительно это кольцо 60 расположено ближе к задней части центрального корпуса 16, например, на выходе из камеры сгорания, и еще предпочтительнее - на уровне межтурбинного корпуса напротив неподвижного элемента конструкции, в идеале в конце корпуса турбины высокого давления. Для обеспечения лучшей опоры его предпочтительно располагают напротив опорного подшипника вала турбореактивного двигателя.

Имеется также усиливающая конструкция, связанная с каждым первым и вторым узлами 6а, 6b подвески двигателя и образующая плоскость сдвига.

Таким образом, что касается первого узла 6а подвески двигателя, усилительная 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 при необходимости выполнена перфорированной в целях получения выигрыша в массе. Этот треугольник неподвижно закреплен на кольце 60 в первой точке 68а крепления, на е корпусе 12 вентилятора вблизи точки 6'а, расположенной в той же воображаемой плоскости 66а, во второй точке 70а крепления и на уровне соединения между конструктивной связью 17 и промежуточным корпусом 21 в третьей точке 72а крепления. Таким образом, треугольная конструкция 64а, образующая плоскость сдвига, имеет основание, параллельно проходящее вдоль конструктивной связи 17, расположенной в воображаемой плоскости 66а, причем последняя 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 предпочтительно треугольная конструкция 64а тоже имеет основание, параллельно 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 такую конструкцию можно также применять для каждой из других описанных ниже усиливающих конструкций.

Точно так же выполнен и второй узел 6b подвески, следовательно, на чертежах 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.

Таким образом, конструкции 64а, 64b симметричны относительно радиальной плоскости Р1, соответствующей также другой радиальной воображаемой плоскости 66с, в которой находится третья усиливающая конструкция 64с, образующая плоскость сдвига, связанная с третьим узлом 8 подвески двигателя.

В данном случае на чертежах цифровые позиции, связанные с элементами, относящимися к усиливающей конструкции 64с, образующей плоскость сдвига и расположенной в радиальной воображаемой плоскости 66с, содержат букву «с» вместо буквы «а», используемой для обозначения идентичных элементов, относящихся к усилительной конструкции 64а.

Три конструкции 64а, 64b, 64с, предпочтительно по существу идентичные, позволяют в целом повысить жесткость центрального корпуса 16, 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 предпочтительно приводит к ограничению эффекта появления 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 усилительные конструкции не имеют прямого механического соединения с указанной стойкой и с гондолой.

На фиг.13 и 14 показан предпочтительный вариант осуществления средств 62 крепления, устанавливаемых между кольцевой конструкцией 60 передачи усилий и центральным катером 16.

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 преимущественной радиальной ориентации вышеуказанных 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, являющуюся центральной осью этого кольца. 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 - с кольцом 60 посредством шарового шарнира. В частности, наружные концы 62b расположены так, что при взгляде спереди через них проходят радиальные воображаемые плоскости 66а, 66b, 66с, проходящие через продольную ось 5 и соответствующие точки 68а, 68b, 68с приложения усилий, соответственно. В результате, в целом 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 корпусы 12 и 16.

Шарнирное крепление концов тяг 62 позволяет лучше контролировать тепловое расширение центрального корпуса по отношению к охватывающей его кольцевой конструкции 60, причем одновременно в радиальном и в продольном направлениях. Действительно, шарнирно установленные тяги, расположенные, 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 чертеже. При такой схеме размещения в случае дифференциального теплового расширения между кольцом 60 и корпусом 16 кольцо 60 может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь коаксиальным по отношению к 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, 68с.

В точке 68а приложения усилий усилие 76, передающееся от соответствующей усиливающей конструкции 64а, проходит по существу радиально и, 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 в кольце 60 в виде по существу тангенциального усилия 80, которое называют также безмоментным усилием. За счет этого в каждой из трех точек приложения усилий кольца 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 описанным выше 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 кольцо 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 располагают так, что на виде спереди через него проходит 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 чертежах. В случае дифференциального теплового расширения между кольцом 60 и корпусом 16 или тягами 62 кольцо 60 тоже может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь при этом с ним коаксиальным.

На фиг.15 показан другой вариант, согласно которому тяги 62, имеющие описанное выше расположение, тоже соединены с кольцом 60, которое, в свою очередь, соединено не только с точками 68а, 68b, 68с приложения усилий, но также установлено 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 по отношению к 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, 640, 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 особенности конструкции, соответственно, показанные на фиг.10-12 и на фиг.13-15, описаны в комбинации, но их можно применять также отдельно друг от друга, не выходя за рамки изобретения.

1. Силовая установка (1) летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель (2), содержащий 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 (4) крепления, содержащую жесткую конструкцию (10), которая содержит продольный кессон (22), а также два боковых кессона (24а, 24b), неподвижно соединенные с указанным продольным кессоном (22) и расположенные по обе стороны от него, при этом стойка содержит средства крепления указанного турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10), причем указанные средства крепления содержат первый, второй и третий передние узлы (6а, 6b, 8) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия и установленные на корпусе вентилятора, причем третий передний узел (8) подвески двигателя расположен в первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя, а первый и второй узлы (6а, 6b) подвески двигателя, установленные соответственно на двух боковых кессонах (24а, 24b), расположены по обе стороны от этой первой диаметральной плоскости (Р1), отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя установлены на корпусе (12) вентилятора соответственно в двух точках (6'a, 6'b), находящихся за пределами второй диаметральной плоскости (Р2) турбореактивного двигателя, ортогональной к первой диаметральной плоскости (Р1), по отношению к указанному третьему переднему узлу (8) подвески двигателя.

2. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что первый и второй передние узлы (6а, 6b) подвески двигателя, воспринимающие тяговые усилия, расположены симметрично относительно указанной первой диаметральной плоскости (Р1), проходящей через продольную ось (5) турбореактивного двигателя, параллельной его продольному направлению (X), и первым направлением (Z, Z') указанного турбореактивного двигателя, ортогональным к продольному направлению (X).

3. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что на виде спереди вдоль продольной оси (5) турбореактивного двигателя угол (А1) с центром на продольной оси турбореактивного двигателя между точками (8', 6'а) крепления третьего и первого узлов подвески двигателя превышает 90°, но меньше или равен 120° и предпочтительно находится в пределах от 90 до 110°, а угол (А2) с центром на продольной оси турбореактивного двигателя между точками (8', 6'b) крепления третьего и второго узлов подвески двигателя превышает или равен 240°, но меньше 270°, а предпочтительно находится в пределах от 250 до 270°.

4. Силовая установка (1) по п.2, отличающаяся тем, что каждый из первого и второго узлов (6а, 6b) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) и в указанном первом направлении (Z, Z') турбореактивного двигателя (2), а третий узел (8) подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении (X) и во втором направлении (Y, Y') турбореактивного двигателя (2), ортогональном к указанному первому направлению (Z, Z') и к продольному направлению (X).

5. Силовая установка (1) по п.4, отличающаяся тем, что указанное первое направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его вертикальному направлению (Z), а указанное второе направление турбореактивного двигателя (2) соответствует его поперечному направлению (Y).

6. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что средства крепления образованы только первым, вторым и третьим передними узлами (6а, 6b, 8) подвески двигателя.

7. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит кольцевую конструкцию (60) передачи усилий, охватывающую центральный корпус (16) и механически связанную с ним средствами (62) крепления, а с каждым первым и вторым узлами (6а, 6b) подвески двигателя связана усиливающая конструкция (64а, 64b), образующая плоскость сдвига и неподвижно закрепленная на кольцевой конструкции (60) - в первой точке (68а, 68b) крепления, на корпусе (12) вентилятора - во второй точке (70а, 70b) крепления, а на конструктивной связи (17) или промежуточном корпусе (21) - в третьей точке (72а, 72b) крепления, при этом указанная конструкция (64а, 64b) расположена в воображаемой плоскости (66а, 66b), параллельной продольной оси (5) турбореактивного двигателя или проходящей через эту ось и проходящей также через точку (6'а, 6'b) крепления переднего узла (6а, 6b) подвески двигателя на корпусе (12) вентилятора.

8. Силовая установка (1) по п.1, отличающаяся тем, что содержит кольцевую конструкцию (60) передачи усилий, охватывающую центральный корпус (16) и механически соединенную с ним при помощи средств (62) крепления, содержащих множество соединительных тяг, при этом указанная кольцевая конструкция дополнительно соединена с множеством конструкций (64а, 64b, 64с), находящихся снаружи от нее и воздействующих на нее в радиальном направлении соответственно во множестве точек (68а, 68b, 68с) приложения усилий, распределенных по ее окружности, причем с каждой из точек (68а, 68b, 68с) приложения усилий связана по меньшей мере одна соединительная тяга (62), которая на виде спереди вдоль продольной оси (5) турбореактивного двигателя расположена тангенциально по отношению к центральному корпусу (16) и содержит внутренний конец (62а), соединенный с этим центральным корпусом, и наружный конец (62b), соединенный с указанной кольцевой конструкцией (60) так, что через него проходит воображаемая радиальная плоскость (66а, 66b, 66с), проходящая через продольную ось (5) турбореактивного двигателя, а также через указанную точку (68а, 68b, 68с) приложения усилий.

9. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну силовую установку (1) по любому из пп.1-8, установленную на крыле или на 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 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.

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции подвески турбинного двигателя. Балка для подвески турбинного двигателя к конструкции летательного аппарата содержит первое и второе средства крепления. Первое средство крепления установлено для фиксации к конструкции летательного аппарата. Второе средство крепления установлено для фиксации к двигателю. Балка, по меньшей мере частично, выполнена из композитного материала с включающей в себя волокна упрочнения металлической матрицей и имеет форму дуги окружности. Достигается улучшение свойств балок подвески турбинного двигателя. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к креплениям двигателей к пилону фюзеляжа. Подвеска содержит переднюю, заднюю и промежуточную плоскости подвески. Передняя плоскость расположена на уровне промежуточного корпуса двигателя и связывает его с пилоном. Задняя плоскость подвески расположена на уровне выхлопного корпуса двигателя и связывает его с пилоном. Промежуточная плоскость расположена между передней и задней плоскостями и содержит соединительную тягу между газотурбинным двигателем и пилоном. Соединительная тяга установлена с зазором на двигателе и не работает при функционирующей подвеске задней плоскости. Соединительная тяга связана с элементом из гибкого материала, обеспечивающим упомянутый зазор благодаря свойствам эластичной деформации. Достигается повышение безопасности эксплуатации подвески газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх