Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя



Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя
Двигатель в сборе самолета, содержащий кольцевую несущую конструкцию, окружающую центральный корпус турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2487058:

ЭРБЮС ОПЕРАСЬОН (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигателю самолета. Двигатель содержит кольцевую передающую нагрузки конструкцию, окружающую центральный корпус (16) и механически соединенную с несколькими, расположенными снаружи относительно него по существу, плоскими конструкциями, поддерживающии ее в нескольких точках (68а, 68b, 68с) приложения нагрузки. Причем соединительная штанга связана с каждой из точек приложения нагрузки и расположена по касательной относительно корпуса (16) и имеет внутренний конец (62а), соединенный с этим корпусом, а также наружный конец (62b), соединенный с конструкцией (60). Технический результат заключается в оптимизации нагрузок, действующих на корпус вентилятора двигателя. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

Настоящее изобретение относится в целом к двигателю в сборе самолета, содержащему турбореактивный двигатель, гондолу, окружающую турбореактивный двигатель, а также пилон крепления, снабженный жесткой конструкцией и несколькими опорами для двигателя, расположенными между жесткой конструкцией пилона крепления и турбореактивным двигателем.

Пилон крепления также носит название EMS («Рама крепления двигателя») и может использоваться для подвески турбореактивного двигателя под крылом самолета или крепления турбореактивного двигателя над этим же крылом или крепления его к задней секции фюзеляжа. Фактически предусматривается образование линии раздела между турбореактивным двигателем и заданным участком конструкции самолета. Она передает усилия, создаваемые соответствующим турбореактивным двигателем самолета, на конструкцию самолета и также обеспечивает прокладку топливной, электрической, гидравлической и воздушной систем между двигателем и самолетом.

Гондола, как правило, оборудована несколькими колпаками, окружающими турбореактивный двигатель и обеспечивающими к нему доступ в открытом положении; эти колпаки известны как кожухи вентилятора и кожухи реверсера тяги.

В частности, некоторые двигатели в сборе по существующему уровню техники снабжены пилоном крепления, имеющим жесткую конструкцию, содержащую продольный кессон, а также два боковых кессона, прикрепленных к продольному кессону и расположенных с обеих сторон последнего; пилон также содержит средства для крепления турбореактивного двигателя на жесткую конструкцию; эти средства содержат первую, вторую и третью передние опоры двигателя для передачи осевых усилий к корпусу вентилятора. Как схематично показано на Фиг.1, изображающей вариант выполнения по существующему уровню техники, в котором двигатель адаптирован для подвешивания под крылом самолета, три передние опоры двигателя, передающие осевые усилия, расположены так, что третья передняя опора 8 двигателя проходит через диаметральную плоскость Р1 турбореактивного двигателя, являющуюся здесь вертикальной плоскостью симметрии турбореактивного двигателя, в то время как первая и вторая опоры 6а, 6b, соответственно адаптированные для соединения с двумя боковыми кессонами пилона, расположены с обеих сторон этой диаметральной плоскости Р1 и обычно расположены в другой диаметральной плоскости Р2 турбореактивного двигателя, перпендикулярной вышеуказанной диаметральной плоскости, соответствующей в данном случае горизонтальной плоскости симметрии турбореактивного двигателя.

Кроме того, турбореактивный двигатель обычно содержит корпус 12 вентилятора, промежуточный корпус 21, расположенный радиально относительно корпуса вентилятора и соединенный с последним посредством нескольких радиально ориентированных ребер 17, а также центральный корпус 16, также носящий название «внутренний» корпус, расположенный за промежуточным корпусом 21 в направлении к задней части. И, наконец, необходимо отметить, что центральный корпус имеет задний конец 19 большого размера, также носящий название корпус эжекции.

Как показано на Фиг.2, двигатель в сборе содержит кольцевую передающую нагрузки конструкцию 60, окружающую центральный корпус 16 и соединенную с последним с помощью промежуточных крепежных средств 62, как правило, содержащих несколько соединительных штанг. Как схематично показано стрелками 76, кольцевая конструкция 60 также соединена с несколькими конструкциями (не показано), расположенными снаружи по отношению к последней, и действующими на нее, например, в радиальном направлении, соответственно в нескольких точках приложения нагрузки, расположенных в окружном направлении.

Таким образом, кольцевая конструкция позволяет передавать усилия между центральным корпусом и наружными конструкциями, в результате чего последние могут быть, например, наружной радиальной ограничивающей конструкцией кольцевого канала обводной линии воздуха (OFS - конструкция вытяжного вентилятора) и/или внутренней радиальной ограничивающей конструкцией кольцевого канала обводной линии воздуха (IFS - конструкция приточного вентилятора).

Однако в решениях по современному уровню техники конструкция вышеупомянутых соединительных штанг не оптимизирована, и прохождение усилий вызывает деформацию кольцевой конструкции и/или центрального корпуса, что, разумеется, нежелательно.

Следовательно, задача изобретения состоит в том, чтобы предложить двигатель в сборе самолета, решающий, по меньшей мере частично, упомянутые выше проблемы в отношении вариантов выполнения по существующему уровню техники.

С этой целью объектом изобретения является двигатель в сборе самолета, содержащий:

- турбореактивный двигатель, содержащий корпус вентилятора, промежуточный корпус, расположенный радиально относительно корпуса вентилятора и соединенный с последним несколькими ребрами, предпочтительно ориентированными радиально, а также центральный корпус, расположенный за промежуточным корпусом в направлении к задней части;

- кольцевую воспринимающую нагрузки конструкцию, окружающую центральный корпус и соединенную с последним посредством промежуточных крепежных средств, содержащих несколько соединительных штанг; вышеуказанная кольцевая конструкция также соединена с несколькими, по существу, плоскими конструкциями, расположенными снаружи по отношению к этой кольцевой конструкции, и поддерживающих ее соответственно в нескольких точках приложения нагрузки, в общем, расположенных в окружном направлении.

По изобретению, по меньшей мере, одна соединительная штанга связана с каждой из точек приложения нагрузки; вышеуказанная соединительная штанга, если смотреть с передней стороны по продольной оси турбореактивного двигателя, расположена по касательной относительно центрального корпуса и имеет внутренний конец, соединенный с этим центральным корпусом, а также наружный конец, соединенный с вышеуказанной кольцевой конструкцией, так что она имеет продолжающуюся через нее воображаемую плоскость, в которой расположена вышеуказанная кольцевая конструкция, и продолжается через вышеуказанную точку приложения нагрузки.

Изобретение также имеет преимущество, состоящее в размещении, если смотреть с передней стороны, каждой точки приложения нагрузки и наружного конца соединительной штанги в одной и той же воображаемой плоскости, преимущественно в радиальном направлении, в которой также расположена нагрузка, прикладываемая к кольцевой конструкции наружной конструкцией в той же плоскости, связанной с соответствующей точкой приложения нагрузки. Соответственно вышеуказанная нагрузка, по существу, радиальная или нерадиальная, воспринимается сжимающим или растягивающим усилием в соединительной штанге, а также, по существу, касательным усилием в кольцевой конструкции, также носящим название поверхностного напряжения. Соответственно в зоне каждой из точек приложения нагрузки кольцевой конструкции последняя стремится противодействовать механическому смещению наружных конструкций с помощью, по существу, касательного усилия, значительно ограничивающего ее деформации и, в частности, препятствующего ее удлинению.

Кроме того, соединительные штанги помещены по касательной относительно центрального корпуса, с которым они соединены, поэтому деформации этого корпуса также значительно ограничиваются.

Таким образом, изобретение, в общем, предусматривает соединение, которое лучше оптимизировано между кольцевой конструкцией и центральным корпусом, что позволяет надлежащим образом воспринимать нагрузки, проходящие через наружные конструкции, соединенные с кольцевой конструкцией.

Предпочтительно, как было упомянуто, вышеуказанные конструкции расположены, по существу, радиально и поддерживают радиально вышеуказанную кольцевую конструкцию. Каждая воображаемая плоскость является, таким образом, по существу, радиальной и продолжается через продольную ось турбореактивного двигателя. В более общем смысле каждая конструкция предпочтительно продолжается в воображаемой плоскости, которая, по существу, параллельна продольной оси турбореактивного двигателя или включает в себя эту же ось.

Предпочтительно вышеуказанные соединительные штанги расположены, по существу, в одной и той же плоскости турбореактивного двигателя.

С целью обеспечить наилучшее тепловое расширение центрального корпуса относительно окружающей его кольцевой конструкции, также предпочтительно, чтобы вышеуказанные соединительные штанги имели внутренний и наружный концы, установленные в виде шарнирных соединений.

Предпочтительно все вышеуказанные соединительные штанги продолжаются в одном и том же направлении по окружности от их наружного конца. При этой конфигурации, в случае относительного теплового расширения между кольцом и корпусом или соединительными штангами, кольцо может преимущественно поворачиваться вокруг центрального корпуса, оставаясь при этом на одной оси с последним.

Предпочтительно двигатель в сборе также содержит пилон крепления, имеющий жесткую конструкцию и средства для крепления вышеуказанного турбореактивного двигателя на жесткой конструкции; вышеуказанные крепежные средства содержат первую, вторую и третью передние опоры двигателя для передачи осевых усилий к корпусу вентилятора и расположены так, что вышеуказанная третья передняя опора двигателя продолжается через первую диаметральную плоскость турбореактивного двигателя, и вышеуказанные первая и вторая передние опоры двигателя расположены с обеих сторон этой первой диаметральной плоскости, и каждая из вышеуказанных первой, второй и третьей передней опор двигателя связана с усиливающей конструкцией, образующей плоскость сдвига, образованную вышеуказанными конструкциями и неподвижно соединенными:

- в зоне кольцевой конструкции в первой точке крепления, образующей вышеуказанную точку приложения нагрузки в вышеуказанной кольцевой конструкции;

- в зоне корпуса вентилятора во второй точке крепления; и

- в зоне ребра или промежуточного корпуса в третьей точке крепления,

вышеуказанная усиливающая конструкция продолжается вдоль вышеуказанной воображаемой плоскости, продолжающейся через вышеуказанную точку приложения нагрузки, и также в точке крепления вышеуказанной передней опоры двигателя на корпусе вентилятора.

Наличие этих усиливающих конструкций, смещаемых при сдвиге, обеспечивает жесткость турбореактивного двигателя в трех вышеуказанных воображаемых плоскостях, что ведет к ограничению изгиба центрального корпуса и промежуточного корпуса, даже в случае инерционного смещения в этих плоскостях. В результате повышается эффективность работы двигателя в сборе.

Кроме того, добавление усиливающих конструкций предусматривает применение жестких структурных ребер в двух воображаемых плоскостях или рядом с ними, связанных с первой и второй опорами двигателя, т.е. в местах, где ребра обычно смещаются в наибольшей степени. Это преимущественно приводит к уменьшению деформаций в ребрах. Соответственно корпус вентилятора имеет меньшую тенденцию к открыванию в плоскости ребер, что значительно ограничивает нежелательное удлинение, имеющее место при использовании первой и второй опор двигателя, расположенных с диаметрально противоположных сторон. Это ведет к более эффективной работе вентилятора и, следовательно, более эффективной работе турбореактивного двигателя.

Кроме того, усиливающие конструкции, образующие плоскость сдвига, играют важную роль благодаря упомянутому отсутствию деформации кольцевой конструкции, к которой они присоединены с помощью точек приложения нагрузки.

Предпочтительно вышеуказанные усиливающие конструкции не имеют прямого механического соединения с вышеуказанным пилоном, что позволяет не допустить воздействия на последний дополнительных усилий. Соответственно вышеуказанные крепежные средства могут оставаться в изостатическом состоянии, несмотря на наличие усиливающих конструкций. К примеру, по аналогичным причинам вышеуказанные усиливающие конструкции не имеют прямой механической связи с гондолой соответствующего двигателя в сборе.

Предпочтительно вышеуказанные первая и вторая передняя опоры двигателя соединены с корпусом вентилятора соответственно в двух точках, находящихся ниже второй диаметральной плоскости турбореактивного двигателя, перпендикулярной первой диаметральной плоскости относительно вышеуказанной третьей передней опоры двигателя. Как вариант, первая и вторая передняя опоры двигателя могут быть соединены с корпусом вентилятора соответственно в двух точках, расположенных в этой второй диаметральной плоскости без выхода за объем изобретения.

Предпочтительно вышеуказанные первая и вторая передние опоры двигателя, воспринимающие осевые усилия, расположены симметрично относительно вышеуказанной первой диаметральной плоскости, образуемой продольной осью турбореактивного двигателя, параллельной продольному направлению последнего, и первым направлением вышеуказанного турбореактивного двигателя, перпендикулярным продольному направлению.

Предпочтительно первая и вторая передняя опоры двигателя спроектированы таким образом, что они могут воспринимать усилия, прикладываемые вдоль продольного направления и вдоль вышеуказанного первого направления турбореактивного двигателя, и вышеуказанная третья передняя опора двигателя спроектирована таким образом, что она может воспринимать усилия, прикладываемые вдоль продольного направления и вдоль второго направления турбореактивного двигателя, перпендикулярного вышеуказанному первому направлению и продольному направлению.

К примеру, следует отметить, что в случае, когда турбореактивный двигатель адаптирован для крепления над крылом самолета или подвешивания ниже последнего, первое и второе направления, перпендикулярные друг другу и перпендикулярные продольному направлению, являются предпочтительно вертикальным и поперечным направлениями турбореактивного двигателя соответственно. С другой стороны, несмотря на то, что это может быть случаем в контексте крепления двигателя в сборе в задней секции фюзеляжа самолета, 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 передних опор, прикрепленных к корпусу вентилятора турбореактивного двигателя и образующих систему передачи изостатической нагрузки. В более общем смысле предусматривается, что единственными крепежными средствами, которые крепятся к корпусу вентилятора, являются любая из вышеуказанных первой, второй и третьей опор двигателя, даже в других случаях, когда между жесткой конструкцией пилона и центральным корпусом предусматривается дополнительная опора двигателя с целью образования системы передачи изостатической нагрузки.

Предпочтительно, как было упомянуто, вышеуказанное первое направление турбореактивного двигателя соответствует вертикальному направлению последнего, и второе вышеуказанное направление турбореактивного двигателя соответствует поперечному направлению последнего.

Другой объект настоящего изобретения относится к самолету, содержащему, по меньшей мере, один двигатель в сборе, как описано выше, собранный на крыле или на задней секции фюзеляжа самолета.

Другие преимущества и характеристики изобретения станут понятными из неограниченного подробного описания, приведенного ниже.

Это описание приводится со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

Фиг.1 и 2, уже описанные, показывают двигатель в сборе самолета по существующему уровню техники;

Фиг.3 показывает вид сбоку на двигатель самолета в сборе по предпочтительному варианту выполнения изобретения;

Фиг.4 показывает вид двигателя в перспективе в сборе, показанного на Фиг.3; жесткая конструкция пилона, усиливающие конструкции и гондола удалены, чтобы более наглядно показать опоры двигателя;

Фиг.5 показывает схематичный вид спереди, соответствующий виду из Фиг.4, показывающий конкретное расположение опор двигателя;

Фиг.6 показывает частичный увеличенный вид в перспективе пилона крепления по предпочтительному варианту выполнения;

Фиг.7 показывает вид в разрезе по поперечной плоскости Р' из Фиг.6;

Фиг.8 показывает вид в перспективе пилона крепления двигателя самолета в сборе по другому предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения;

Фиг.9 показывает вид в разрезе по поперечной плоскости Р' из Фиг.8, проходящей через жесткую конструкцию пилона крепления;

Фиг.10 показывает поперечный вид в разрезе, показывающий усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом; этот чертеж соответствует также разрезу по линии Х-Х из Фиг.11;

Фиг.11 показывает вид в разрезе по линии XI-XI из Фиг.10;

Фиг.12 показывает вид в разрезе по линии XII-XII из Фиг.10;

Фиг.13 показывает поперечный вид в разрезе, схематично показывающий крепежные средства, продолжающиеся между кольцевой конструкцией передачи напряжений и центральным корпусом турбореактивного двигателя;

Фиг.13а показывает вид, аналогичный виду по Фиг.13; крепежные средства представлены в виде альтернативного варианта выполнения;

Фиг.14 показывает частичный увеличенный вид на Фиг.13, схематично показывающий распределения напряжений на кольцевой конструкции в зоне точки приложения нагрузки; и

Фиг.15 показывает другой предпочтительный вариант выполнения, соответствующий разрезу по линии XV-XV на Фиг.13.

Фиг.3 показывает двигатель 1 в сборе самолета по предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения; двигатель 1 в сборе адаптирован для установки под крылом самолета (не показано).

В общем, двигатель 1 в сборе, также носящий название объединенная силовая установка, состоит из турбореактивного двигателя 2, гондолы 3 (для ясности показана пунктирными линиями) и монтажного пилона 4, снабженного средствами для монтажа турбореактивного двигателя на этом пилоне; эти средства предпочтительно образованы из нескольких опор 6а, 6b, 8 двигателя, неподвижно соединенных с жесткой конструкцией 10 монтажного пилона (опора 6b на Фиг.3 закрыта опорой 6а). В качестве примера следует отметить, что двигатель 1 в сборе содержит другую группу опор (не показано), обеспечивающую подвешивание двигателя 1 в сборе под крылом самолета.

В последующем описании принято, что X относится к продольному направлению пилона 4, которое рассматривается в качестве такого же направления, как и продольное направление турбореактивного двигателя 2; направление X параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 2. Кроме того, направление, поперечное пилону 4, носит название направление Y и также может рассматриваться в качестве такого же направления, как и поперечное направление турбореактивного двигателя 2, и Z является вертикальным направлением или высотой; три направления X, Y и Z расположены под прямым углом друг к другу.

Кроме того, термины «передний» и «задний» должны рассматриваться относительно направления движения самолета, которое происходит в результате приложения силы тяги турбореактивного двигателя 2; это направление схематично показано стрелкой 7.

На Фиг.3 можно видеть, что показаны только опоры 6а, 6b, 8 и жесткая конструкция 10 монтажного пилона 4. Другие конструктивные элементы (не показано) пилона 4, например средства монтажа жесткой конструкции 10 под крылом самолета или даже вспомогательная конструкция, контролирующая системы разделения и удерживания при поддержке обтекателей, являются типовыми элементами, идентичными или схожими с элементами, встречающимися в существующей технике и известными специалистам в этой области. По этой причине подробное описание таких элементов не приводится.

Кроме того, турбореактивный двигатель 2 имеет конструкцию, которая идентична или схожа с конструкцией, показанной на Фиг.1, а именно содержит с лицевой стороны корпус 12 вентилятора большого размера у переднего конца, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, промежуточный корпус 21 и ребра 17 (не показано на Фиг.3), также называемые выпускные направляющие лопатки, а также центральный корпус 16, имеющий задний конец 19.

Из вышеуказанного очевидно, что это предпочтительно относится к турбореактивному двигателю, имеющему высокий коэффициент двухконтурности.

Как можно видеть на Фиг.3, первая передняя опора 6а двигателя, а также вторая передняя опора 6b двигателя адаптированы для установки на корпус 12 вентилятора симметрично относительно плоскости Р1, т.е. первой диаметральной плоскости, образуемой осью 5 и направлением Z; вертикальная плоскость Р1 продолжается через третью переднюю опору 8, также установленную на корпусе 12 вентилятора; все три опоры продолжаются по плоскости, которая перпендикулярна оси 5.

Со ссылкой на Фиг.4 можно видеть, что схематично показанные первая опора 6а и вторая опора 6b фактически симметрично расположены относительно первой диаметральной плоскости Р1 турбореактивного двигателя, и предпочтительно они обе расположены на периферийном кольцевом участке корпуса 12 вентилятора и, точнее, на задней стороне это же участка. В этом предпочтительном варианте выполнения они расположены под плоскостью Р2, т.е. второй диаметральной плоскостью турбореактивного двигателя, которая перпендикулярна относительно первой плоскости, и, таким образом, является горизонтальной. Две точки соединения 6'а и 6'b опор 6а, 6b на корпусе 12 расположены так, что вторая плоскость Р2 расположена между, с одной стороны, двумя точками 6'а и 6'b и, с другой стороны, точкой соединения 8' опоры 8 двигателя на этом же корпусе на виде спереди по оси 5, показанном, например, на Фиг.5.

На этом чертеже с видом по оси 5 можно видеть, что угол А1, имеющий в качестве центра продольную ось 5 между точками 8' и 6'а крепления третьей и первой опоры двигателя, определенно больше 90° и предпочтительно неисключительно составляет 90-110°. Аналогичным образом угол А2, имеющий в качестве центра продольную ось 5 между точками 8' и 6'b крепления третьей и второй опоры двигателя, определенно меньше 270° и предпочтительно неисключительно составляет 250-270°.

Эта конфигурация опор 6а, 6b обеспечивает более значительное поддерживание опоры 8 двигателя и тем самым ограничение нежелательных явлений удлинения корпуса вентилятора, встречающихся в существующих вариантах выполнения с первой и второй опорами двигателя, расположенными в плоскости Р2. Кроме того, имеется возможность противодействовать/сделать поправку на осевой крутящий момент, параллельный направлению Y и действующий на турбореактивный двигатель и вызывающий осевые напряжения, проходящие через эту же третью опору 8. Кроме того, несмотря на то, что эта конфигурация является предпочтительной, изобретение также относится к другим схемам размещения опор 6а, 6b, 8 двигателя.

В качестве примера следует отметить, что опоры 6а, 6b, 8 двигателя обычно выполняются из стандартных объединенных фитингов и осей; вышеуказанные точки 6'а, 6'b, 8' крепления/соединения соответствуют точкам контакта между конструкцией этих опор и конструкцией корпуса вентилятора.

Как схематично показано стрелками на Фиг.4, как первая, так и вторая опора двигателя 6а, 6b имеют конструкцию, позволяющую передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 2, по направлению X и по направлению Z, но не усилия, прикладываемые по направлению Y.

Таким образом, две эти опоры 6а, 6b, расположенные на расстоянии друг от друга, совместно обеспечивают перенос момента, прикладываемого по направлению X, и перенос момента, прикладываемого по направлению Z. Опять же ссылаясь на Фиг.4, можно увидеть, что третья передняя опора 8, расположенная на самом высоком участке корпуса 12 вентилятора и, следовательно, на самом высоком участке периферийного кольцевого участка, имеет конструкцию, позволяющую передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 2 по направлению X и по направлению Y, но не усилия, прикладываемые турбореактивным двигателем 2 по направлению Z. Таким образом, третья опора 8 совместно с опорами 6а, 6b обеспечивает передачу момента, прикладываемого по направлению Y.

Преимущества этой неограниченной конфигурации состоят в том, что все опоры двигателя установлены на корпусе вентилятора так, чтобы все эти опоры не оказывали влияния на воздух второго контура, тем самым обеспечивая значительные преимущества в отношении различных характеристик двигателя. Кроме того, три опоры совместно образуют систему передачи изостатической нагрузки.

Далее, со ссылкой на Фиг.6 показан примерный вариант выполнения жесткой конструкции 10 пилона 4 крепления. Прежде всего показано, что жесткая конструкция 10, также носящая название основная конструкция, предпочтительно должна быть симметрична относительно диаметральной плоскости Р1, показанной выше и означающей вертикальную плоскость, образованную продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2 и направлением Z. В качестве примера, это, в общем, тот случай, когда двигатель подвешивается или устанавливается над крылом, но необязательно встречающийся, когда он собирается в задней секции фюзеляжа. Фактически, в этом последнем случае, который будет подробно описан со ссылкой на Фиг.8 и 9, жесткая конструкция 10 может иметь другую плоскость симметрии как функцию ее ориентации относительно задней части фюзеляжа, например, по существу, горизонтальную или наклонную плоскость симметрии относительно горизонтали, или даже может не иметь плоскость симметрии. Это, главным образом, имеет место в случае, когда два боковых кессона, описанные ниже, которые крепятся и располагаются с обеих сторон продольного кессона, носящего название центральный кессон, не имеют одну и ту же длину окружности.

Следовательно, жесткая конструкция 10 содержит продольный кессон 22, носящий название продольный центральный кессон и также называемый торсионный кессон, который продолжается от одного конца к другому концу конструкции 10 в направлении X параллельно этому же направлению. В качестве примера кессон 22 может быть образован посредством сборки двух лонжеронов или боковых панелей 30, продолжающихся по направлению оси X параллельно плоскостям XZ и соединенных друг с другом с помощью поперечных нервюр 25, которые ориентированы параллельно плоскостям YZ. Кроме того, для закрывания кессона 22 также предусмотрены верхний лонжерон 35 и нижний лонжерон 36.

Боковые кессоны 24а, 24b завершают жесткую конструкцию 10, чей центральный кессон 22 расположен в зоне верхнего участка той же конструкции 10; каждый из двух кессонов 24а, 24b прикреплен к центральному торсионному кессону и выступает над обеими сторонами последнего по направлению Y и вниз. В качестве примера следует отметить, что кессоны 22, 24а, 24b могут быть выполнены таким образом, что они будут образовывать единый кессон, не выходя за объем изобретения.

Предпочтительно эти боковые кессоны неподвижно соединены с обеими сторонами спереди центрального кессона 22, при этом каждый имеет внутреннюю оболочку, также носящую название нижняя оболочка, для закрывания кессона 26а, 26b, ориентированную к турбореактивному двигателю, и совместно ограничивают часть воображаемой, по существу, цилиндрической поверхности 32, имеющей круглое сечение и продольную ось 34, параллельную центральному кессону 22 и направлению X, как показано на Фиг.6.

Другими словами, каждая из двух оболочек 26а, 26b снабжена, по меньшей мере, одним компонентом, имеющим кривизну, адаптированную для расположения вокруг и в контакте с воображаемой поверхностью 32. Преимущественно предусматривается, что оболочки 26а, 26b являются частью наружного радиального ограничения кольцевого канала обводной линии воздуха (не показано), при условии, что имеется возможность предусмотреть звукоизолирующее защитное покрытие на этих же закрывающих оболочках на их внутренних или наружных поверхностях. Как вариант, имеется возможность предусмотреть боковые кессоны, которые должны быть полностью расположены над корпусом вентилятора, без выхода за объем изобретения.

К примеру, следует упомянуть, что ось 34 предпочтительно совпадает с продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2.

Кроме того, боковой кессон 24а, идентичный и симметричный боковому кессону 24b, содержит наружную оболочку для закрывания кессона 44а, в то время как боковой кессон 24а также содержит наружную оболочку для закрывания кессона 44b.

Каждая из наружных закрывающих оболочек 44а, 44b, также носящих название верхние оболочки, предпочтительно образуют участок наружной аэродинамической поверхности гондолы, при этом преимущественно предполагается, что, по меньшей мере, один участок пилона является нераздельной частью гондолы.

Фиг.7 показывает разрез по поперечной плоскости Р', продолжающейся через боковые кессоны 24а, 24b любым образом.

На этом чертеже фактически видно, что две внутренние оболочки для закрывания кессонов 26а, 26b образуют с участком их наружной поверхности участок, по существу, воображаемой цилиндрической поверхности 32, имеющий круглое сечение. Следует отметить, что для создания, по меньшей мере, возможного возмущения обходной линии воздуха, выходящего из кольцевого канала 14 вентилятора, диаметр цилиндрической воображаемой поверхности 32 предпочтительно, по существу, идентичен диаметру цилиндрической наружной поверхности кольцевого участка корпуса 12 вентилятора. Эта специфика естественным образом ведет к тому, чтобы предусмотреть оболочки 26а, 26b как часть наружного радиального ограничения этого кольцевого канала воздуха второго контура.

С другой стороны, как можно видеть из Фиг.7, элементы центрального кессона 22 выступают только на очень небольшое расстояние внутрь пространства 38, ограничиваемого воображаемой поверхностью 32, так что они не могут значительно влиять на поток воздуха второго контура. Это в значительной мере объясняется тем, что высота по направлению Z бокового лонжерона 30 крайне мала по отношению к диаметру воображаемой поверхности 32 и наружной поверхности 18.

Со ссылкой на Фиг.6 и 7 оболочки 26а, 44а соединены друг с другом передним закрывающим шпангоутом 28а и задним закрывающим шпангоутом 46а; шпангоуты 28а, 46а ориентированы в поперечном направлении и расположены соответственно у передней и задней сторон кессона 24а. Кроме того, закрывающая пластина 48а, расположенная ниже плоскости Р2, закрывает нижний участок кессона 24а и, следовательно, соединяет нижний конец шпангоутов 28а, 46а и оболочек 26а, 44а.

Естественно, что боковой кессон 24b содержит элементы 26b, 44b, 28b, 46b и 48b, соответственно идентичные элементам 26а, 44а, 28а, 46а и 48а кессона 24а; эти два кессона, к примеру, поддерживают, предпочтительно шарнирно, колпаки гондолы.

Две оболочки 26а, 26b предпочтительно выполнены целиком и соединены друг с другом в зоне их верхних участков с помощью соединительной пластины 50, сориентированной по плоскости XY и расположенной в контакте с нижним лонжероном 36 центрального кессона 22. Аналогично, два передних закрывающих шпангоута 28а, 28b также могут быть выполнены целиком и соединены друг с другом в зоне их верхних участков с помощью переднего закрывающего шпангоута 31 кессона 22; шпангоут 31 ориентирован по плоскости YZ. Соответственно при этой конфигурации шпангоуты 28а, 28b, 31, выполненные целиком, расположены в одной и той же плоскости YZ и образуют передний конец жесткой конструкции 10 пилона 4.

Таким образом, жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления полностью адаптирована для поддержки передних опор 6а, 6b, 8 двигателя, поскольку опора 8 может быть легко установлена на поперечном элементе, выполненном из составляющих единое целое шпангоутов 28а, 28b и 31, как показано на Фиг.1, и имеющем, к примеру, в общем, U-образную форму, если смотреть на всю жесткую конструкцию с передней стороны.

Может быть предусмотрена альтернативная конструкция, в которой боковые кессоны образуют полуцилиндрический компонент, уже не имеющий U-образную форму; дополнительные конструкционные элементы под этими кессонами предназначены для поддерживания первой и второй опоры двигателя под второй диаметральной плоскостью Р2. Эта конфигурация представляет особый интерес при сборке турбореактивного двигателя на пилоне с вертикальным перемещением снизу.

К примеру, все элементы, составляющие жесткую конструкцию 10, которая была описана выше, выполнены из металлических материалов, таких как сталь, алюминий, титан, или даже из композитных материалов, преимущественно из графита.

Следует принять во внимание, что если боковые кессоны 24а, 24b фактически могут иметь различные длины по окружности, в основном, в случае, когда узел крепится к задней секции фюзеляжа, также следует отметить, что в этом последнем случае кессоны могут быть соединены с центральным кессоном 22 в другом месте, а не на переднем участке этого кессона, без выхода за объем изобретения.

В этом отношении, со ссылкой на Фиг.8 и Фиг.9, жесткая конструкция 10 пилона крепления двигателя в сборе по другому предпочтительному варианту выполнения должна быть адаптирована для установки на задней секции фюзеляжа 80 самолета.

Жесткая конструкция 10 спроектирована, по существу, идентично жесткой конструкции, описанной в вышеупомянутом варианте выполнения, как можно видеть из цифровых ссылок, соответствующих идентичным или схожим элементам, описанным выше.

Как можно видеть, основное отличие, связанное с креплением на заднюю секцию фюзеляжа 80, состоит в угле жесткой конструкции 10, поскольку два боковых кессона 24а, 24b теперь совместно образуют участок, по существу, цилиндрического кожуха / оболочки, который больше не расположен вокруг верхнего полудиаметра, а расположен вокруг, по существу, бокового полудиаметра этого же турбореактивного двигателя (не показано).

Конкретнее, жесткая конструкция 10 предпочтительно имеет симметрию относительно диаметральной плоскости Р1, которая больше не является вертикальной, а образована продольной осью 5 турбореактивного двигателя 2 и первым направлением Z', перпендикулярным направлению X; это первое направление Z' наклонено относительно вышеупомянутых направлений Z и Y, соответствующих в указанном порядке вертикальному и поперечному направлениям турбореактивного двигателя. Предпочтительно эта плоскость Р1 может быть такой, что она поднимается при перемещении от фюзеляжа 80 под углом, например, 10-60°, относительно горизонтального положения, усредненного по плоскости XY.

Первая передняя опора 6а двигателя, а также вторая опора 6b двигателя адаптированы для крепления у корпуса вентилятора симметрично относительно плоскости Р1, описанной выше, как показано на Фиг.8. Первая и вторая передние опоры 6а и 6b двигателя расположены за диаметральной плоскостью Р2, перпендикулярной Р1, и обращены к опоре 8. Опять же, можно сказать, что диаметральная плоскость Р2 расположена между, с одной стороны, двумя опорами 6а, 6b и, с другой стороны, опорой 8 двигателя.

Плоскость Р2 образована продольной осью 5 и вторым направлением Y', перпендикулярным направлению X и первому направлению Z', так что она также наклонена относительно направлений Z и Y.

Как схематично показано стрелками на Фиг.8, как первая, так и вторая передняя опоры 6а, 6b двигателя могут воспринимать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 2 по направлению X и по первому направлению Z', но не усилия, прикладываемые по направлению Y'.

Таким образом, две опоры 6а, 6b, находящиеся на значительном расстоянии друг от друга, совместно обеспечивают передачу момента, прикладываемого по направлению X, и передачу момента, прикладываемого по направлению Z'.

Снова ссылаясь на Фиг.8, можно увидеть, что третья передняя опора 8 двигателя, показанная схематично, также адаптирована для установки на периферийном кольцевом участке корпуса вентилятора (не показано), также предпочтительно в задней части этого участка. Эта третья передняя опора 8, продолжающаяся через воображаемую плоскость Р1, упомянутую выше, может воспринимать только усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 2 по направлению X и по направлению Y', а не усилия, прикладываемые по направлению Z'.

Таким образом, третья опора 8 совместно с двумя другими опорами 6а, 6b обеспечивает передачу момента, прикладываемого по второму направлению Y'.

И, наконец, даже если это и не показано, следует отметить, что предпочтительно предусмотреть один или несколько колпаков гондолы, смонтированных на жесткой конструкции 10, и, в частности, боковых кессонах 24а, 24b.

На Фиг.10 - 12 турбореактивный двигатель дополнительно включает в себя усиливающие конструкции, соединяющие корпус вентилятора с центральным корпусом. На чертежах турбореактивный двигатель 2 показан в адаптированном положении, когда он подвешен под крылом. Однако описанный вариант выполнения может быть принят во внимание для любого положения турбореактивного двигателя, в частности, когда он установлен в заднем участке фюзеляжа, как показано на Фиг.8 и 9.

Прежде всего, предусмотрена передающая нагрузку кольцевая конструкция 60, также носящая название обод или кольцо, окружающая центральный корпус 16 и сцентрированная по оси 5. Кольцо 60 радиально, отстоящее от центрального корпуса 16, механически соединено с последним с помощью промежуточного крепежного средства 62 стержневого типа, как показано далее. Предпочтительно кольцо 60 расположено в задней части центрального корпуса 16, например после кессона камеры сгорания, и более предпочтительно в зоне корпуса промежуточной турбины, обращенного к стационарному элементу конструкции, идеально в конце корпуса турбины высокого давления. Для обеспечения лучшей опоры предпочтительно расположение перпендикулярно опоре вала турбореактивного двигателя.

Прежде всего предусмотрена усиливающая конструкция, образующая плоскость сдвига, связанную как с первой, так и второй опорой 6а, 6b двигателя.

Таким образом, что касается первой опоры 6а двигателя, усиливающая конструкция 64а, образующая плоскость сдвига, предусмотрена в радиальной воображаемой плоскости 66а, проходящей через ось 5, и проходящей также через точку 6' крепления опоры 6а.

Как показано на Фиг.11, конструкции 64а предпочтительно имеет, по существу, треугольную плоскую форму, возможно перфорированную для уменьшения веса. Треугольник неподвижно присоединен к зоне кольца 60 в первой точке 68а крепления в зоне корпуса 12 вентилятора вблизи точки 6'а, расположенной в той же воображаемой плоскости 66а, во второй точке крепления 70 и в зоне соединения между ребром 17 и промежуточным корпусом 21 в третьей точке 72а соединения. Следовательно, треугольная конструкция 64а, образующая плоскость сдвига, имеет параллельное основание, проходящее вдоль ребра 17, расположенного в воображаемой плоскости 66а; последняя наклонена относительно направлений Y и Z из-за смещения крепления 6а ниже диаметральной плоскости Р2.

Воображаемая плоскость 66а, в которой находится треугольная усиливающая конструкция 64а, является радиальной, и это означает, что она проходит через продольную ось 5. Однако она может быть расположена иначе, а именно параллельно продольной оси 5 без объединения с ней. Это в значительной мере случай, когда ребра сами не являются радиальными, а скорее наклонены в поперечной плоскости, так что их ось не пересекается с продольной осью 5. В такой конфигурации треугольная конструкция 64а предпочтительно продолжается для получения параллельного основания, которое проходит вдоль ребра 17, расположенного в воображаемой плоскости 66а. Другими словами, треугольная конструкция 64а предпочтительно расположена в заднем направлении одного ребра 17: это ребро и конструкция 64а, таким образом, расположены в одной и той же воображаемой плоскости 66а. Необходимо отметить, это эта особенность также применима для каждой другой из усиливающих конструкций, описанных ниже.

Таким же образом идентичная или схожая конструкция адаптирована для второй опоры 6b. Соответственно, на чертежах цифровые ссылки, относящиеся к элементам, имеющим отношение к усиливающей конструкции 64b, образующей плоскость сдвига в радиальной воображаемой плоскости 66b, были снабжены индексом «b» вместо индекса «а», используемого для идентичных элементов в отношении усиливающей конструкции 64а.

Таким образом, конструкции 64а, 64b являются симметричными относительно диаметральной плоскости Р1, соответствующей также другой воображаемой плоскости 66с, в которой расположена третья усиливающая конструкция 66с, образующая плоскость сдвига и прикрепленная к третьей опоре 8 двигателя. В этом отношении необходимо отметить, что в возможном случае, где опоры 6а, 6b расположены в плоскости Р2, а не ниже ее, две радиальные воображаемые плоскости 64а, 64b будут сливаться с плоскостью Р2.

Здесь на чертежах также ссылочные номера, относящиеся к элементам, имеющим отношение к усиливающей конструкции 64с, образующей плоскость сдвига и расположенной в радиальной воображаемой плоскости 66с, были снабжены индексом «с» вместо индекса «а», используемого для идентичных элементов в отношении усиливающей конструкции 64а.

Три конструкции 64а, 64b, 64с предпочтительно, по существу, идентичные, обеспечивают в целом жесткость центрального корпуса 16, тем самым ограничивая его изгибание, даже в случае сил инерции, действующих в воображаемых плоскостях 66а, 66b, 66с, причем последняя соответствует здесь вертикальной плоскости. Кроме того, они ограничивают деформацию ребра 17 в этих воображаемых плоскостях и вблизи них и преимущественно ограничивают удлинение корпуса 12 вентилятора.

Предпочтительно каждая из конструкций 64а, 64b, 64с может служить для разветвления воздуха второго контура турбореактивного двигателя; основная функция этих разветвлений состоит в объединении прохода систем и/или обеспечении звукоизоляции во время образования аэродинамических поверхностей.

И, наконец, для поддержания передачи изостатической нагрузки усиливающие конструкции не содержат прямого механического соединения с вышеуказанным пилоном, а также с гондолой.

Фиг.13 и 14 показывают одну из особенностей настоящего изобретения, которая состоит в проектировании крепежных средств 62, устанавливаемых между кольцевой передающей нагрузки конструкцией 60 и центральным корпусом 16.

Прежде всего необходимо отметить, что каждая из вышеупомянутых точек 68а, 68b, 68с образует точку приложения нагрузки в кольце 60; эти точки распределены по окружности вдоль кольца. Кроме того, благодаря предпочтительной радиальной ориентации вышеупомянутых усиливающих конструкций, связанных с точками 68а, 68b, 68с, усилие, поддерживающее кольцо 60, также ориентировано радиально, а именно, продолжаясь в направлении через ось 5, по которой сцентрировано это же кольцо. Однако следует учитывать, что усиливающие конструкции должны быть ориентированы не в радиальном направлении без выхода за объем изобретения.

Каждая из этих трех точек 68а, 68b, 68с крепления связана, по меньшей мере, с одной соединительной штангой 62; каждая из штанг, показанных на виде спереди по оси 5 на Фиг.13, расположена по касательной по отношению к центральному корпусу 16. Конкретнее, все штанги 62 предпочтительно расположены, по существу, в одной и той же поперечной плоскости турбореактивного двигателя.

Предпочтительно предусматривается, чтобы отдельная штанга 62 продолжалась от верхней 68с и нижних 68а, 68b точек.

Для каждой из штанг предусмотрены внутренний конец 62а, соединенный как шарнирное соединение на центральном корпусе 16, а также наружный конец 62b, присоединенный как шарнирное соединение к кольцу 60. В частности, наружный конец 62b расположен так, чтобы через него проходили, как показано на виде спереди, воображаемые радиальные плоскости 66а, 66b, 66с, проходящие через продольную ось 5 и соответствующую точку 68а, 68b, 68с приложения нагрузки. К примеру, это приводит к тому, что для данной опоры двигателя точка крепления опоры на корпусе вентилятора, точка крепления усиливающей конструкции, связанной с корпусом вентилятора, сама усиливающая конструкция, точка приложения нагрузки в кольце, образующем точку крепления усиливающей конструкции на этом кольце, а также наружный конец соответствующей штанги расположены в одной и той же воображаемой радиальной плоскости, в которой также предпочтительно расположено одно из ребер, соединяющих корпуса 12 и 16.

Шарнирное крепление концов штанг 62 обеспечивает более эффективно решать проблему с тепловым расширением центрального корпуса относительно кольцевой конструкции 60, которая его окружает как в радиальном направлении, так и продольном направлении. Фактически, шарнирно закрепленные штанги, расположенные, как описано выше, могут легко следовать деформациям центрального корпуса в двух этих направлениях, когда последний расширяется, не вызывая отрицательных ограничений.

Кроме того, как показано на Фиг.13, каждая из этих трех штанг продолжается в том же периферийном направлении от ее наружного конца 62b, например, по часовой стрелке, как показано на фигуре. При такой конфигурации в случае разного теплового расширения кольца 60 и корпуса 16 или штанг 62 кольцо 60 может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь при этом на одной оси с этим корпусом.

В частности, со ссылкой на Фиг.14, подробно показано распределение усилий в зоне точки 68а приложения нагрузки; аналогичны принцип действует и в отношении двух других точек 68b, 68 с.

В зоне точки 68а приложения нагрузки усилии 76 от соответствующей усиливающей конструкции 64а расположено, по существу, радиально и, в частности, в соответствующей воображаемой радиальной плоскости 66а. Радиальное усилие воспринимается, с одной стороны, усилием 78 сжатия или растяжения в штанге 62 и, с другой стороны, усилием 80, обязательно, по существу, действующим по касательной, в кольце 60; это усилие также носит название тангенциальное усилие. Соответственно в зоне каждой из трех точек приложения нагрузки кольца последнее имеет тенденцию реагировать на механическое смещение усиливающих конструкций за счет, по существу, тангенциального усилия, значительно ограничивая риск удлинения.

На Фиг.13а, где показан альтернативный вариант выполнения, предусматривается установка четвертой штанги 62 дополнительно к трем штангам 62, описанным выше со ссылкой на Фиг.13.

Фактически, для выравнивания распределения усилий четвертая штанга 62 связана с тремя штангами 62, продолжающимися от соответствующих точек 68а, 68b, 68с приложения нагрузки, соединяющих кольцо 60 с корпусом 16; эта четвертая штанга расположена симметрично относительно штанги, прикрепленной к третьей опоре двигателя за счет центральной симметрии, имеющей центр, состоящий из оси 5. Следовательно, ее наружный конец 62b также расположен так, чтобы на виде спереди он проходил через воображаемую радиальную плоскость 66с, проходящую через продольную ось 5 и соответствующую точку 68с приложения нагрузки.

Кроме того, как показано на Фиг.13а, каждая из четырех штанг продолжается в том же периферийном направлении от ее наружного конца 62b, например, по часовой стрелке, как показано на фигуре. Опять же в случае разного теплового расширения кольца 60 и корпуса 16 или штанг 62, кольцо 60 может поворачиваться вокруг центрального корпуса 16, оставаясь при этом на одной оси с этим корпусом. Фактически, в случае, когда первая и вторая опоры двигателя расположены в плоскости Р2, четыре штанги 62, расположенные по касательной к корпусу 16, распределены с учетом центральной симметрии, имеющей центр, образуемый продольной осью 5.

На Фиг.15, показывающей другой вариант выполнения, штанги 62, расположенные так, как описано выше, соединены с кольцом 60, которое само соединено не только с точками 68а, 68b, 68с приложения нагрузки, но также поддерживается конструкцией 86 для внутреннего радиального ограничения кольцевого канала 88 обводной линии воздуха «IFS» (конструкция приточного вентилятора). К примеру, конструкция 86 радиально расположена в направлении внутренней части относительно конструкции 90 наружного радиального ограничения кольцевого канала обводной линии воздуха «OFS» (конструкция вытяжного вентилятора), которая сама расположена в заднем направлении внутренних оболочек боковых кессонов пилона крепления.

В таком случае, как упомянуто выше, фактически можно предусмотреть усиливающие конструкции 64а, 64b, 64с, проходящие вдоль внутренней конструкции 80, с тем, чтобы они дополнительно усиливали разветвление воздуха в обводной линии воздуха турбореактивного двигателя.

На Фиг.13-15 турбореактивный двигатель 2 показан в таком положении, когда он используется, будучи подвешенным под крылом. Однако конкретная конфигурация крепежных средств 62, описанная выше, может быть принята во внимание для любого расположения турбореактивного двигателя, в частности, когда он устанавливается в задней секции фюзеляжа, как показано, например, на Фиг.8 и 9.

Разумеется, что специалистами в этой области техники могут быть выполнены различные модификации двигателя 1 в сборе самолета, описанного только в качестве неограниченного примера. В этом отношении необходимо отметить, что две дополнительные особенности, показанные на Фиг.3-9 и 10-12 соответственно, были описаны совместно, но они могут быть предусмотрены по отдельности без выхода за объем изобретения.

1. Двигатель (1) в сборе самолета, содержащий турбореактивный двигатель (2), включающий в себя корпус (12) вентилятора, промежуточный корпус (21), расположенный внутри корпуса вентилятора и соединенный с ним несколькими ребрами (17), а также центральный корпус (16), расположенный за вышеуказанным промежуточным корпусом в направлении к задней части, кольцевую несущую конструкцию (60), окружающую центральный корпус (16), и соединенную с ним посредством промежуточных крепежных средств, выполненных в виде нескольких соединительных штанг (62), при этом вышеуказанная кольцевая несущая конструкция также соединена с несколькими плоскими конструкциями (64а, 64b, 64с), расположенными по отношению к ней снаружи, и поддерживающими ее соответственно в нескольких точках (68а, 68b, 68с), расположенных в окружном направлении, отличающийся тем, что каждая, из, по меньшей мере, одной из соединительных штанг (62) связана с соответствующей из точек (68а, 68b, 68 с), при этом вышеуказанная соединительная штанга, если смотреть с передней стороны вдоль продольной оси (5) турбореактивного двигателя, расположена по касательной относительно центрального корпуса (16) и имеет внутренний конец (62а), соединенный с центральным корпусом (16), а также наружный конец (62b), соединенный с вышеуказанной кольцевой конструкцией (60), при этом вышеуказанные плоские конструкции (64а, 64b, 64с) расположены в плоскостях (66а, 66b, 66с), проходящих через вышеуказанные точки (68а, 68b, 68с).

2. Двигатель (1) в сборе самолета по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанные плоские конструкции (64а, 64b, 64с) расположены радиально и поддерживают в радиальном направлении вышеуказанную кольцевую конструкцию (60).

3. Двигатель (1) в сборе самолета по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанные соединительные штанги (62) расположены, по существу, в одной поперечной плоскости турбореактивного двигателя.

4. Двигатель (1) в сборе самолета по п.1, отличающийся тем, что вышеуказанные соединительные штанги (62) имеют внутренний и наружный концы (62а, 62b), выполненные в виде шаровых шарниров.

5. Двигатель (1) в сборе самолета по п.1, отличающийся тем, что все вышеуказанные соединительные штанги (62) расположены в одном окружном направлении от их наружных концов (62б).

6. Двигатель (1) в сборе самолета по п.1, отличающийся тем, что он содержит пилон (4) крепления, имеющий жесткую конструкцию (10) и средства для крепления вышеуказанного турбореактивного двигателя (2) на жесткой конструкции (10), при этом вышеуказанные средства для крепления содержат первую, вторую и третью передние опоры (6а, 6b, 8) двигателя для передачи осевых усилий к корпусу вентилятора и расположены так, что вышеуказанная третья передняя опора (8) двигателя расположена в первой диаметральной плоскости (Р1) турбореактивного двигателя, вышеуказанные первая и вторая опоры (6а, 6b) двигателя расположены соответственно по обе стороны от первой диаметральной плоскости (Р1), каждая из вышеуказанных первой, второй и третьей передних опор (6а, 6b, 8) двигателя связана с усиливающей конструкцией, выполненной в виде одной из вышеуказанных плоских конструкций (64а, 62b, 64с), соединенной с кольцевой несущей конструкцией (60) в первой точке крепления (68а, 68b, 68с), формирующей точку приложения нагрузки, с корпусом вентилятора во второй точке крепления, и с ребром (17) или с промежуточным корпусом (21) в третьей точке крепления, при этом вышеуказанная плоская конструкция (64а, 64b, 64с) расположена в плоскостях, проходящих через вышеуказанную точку приложения нагрузки, и также через точки (6'а, 6'b, 8') крепления вышеуказанной передней опоры (6а, 6b, 8) двигателя на корпусе (12) вентилятора.

7. Самолет, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один двигатель (1) в сборе по любому из предыдущих пунктов, собранный на крыле или на задней секции фюзеляжа самолета.



 

Похожие патенты:

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

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.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями. Крепление содержит держатель, имеющий три ветви с проходами, через которые проходит штырь. Штырь ориентирован параллельно направлению, которое является тангенциальным корпусу, и шарнирно присоединен к центральной ветви держателя посредством шарового соединения. Достигается возможность вмещения вентилятора увеличенного диаметра. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх