Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата



Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата
Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата
Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2487820:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу подвески газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата. Подвеска газотурбинного двигателя содержит балку (2) со средствами крепления и тягу (4), шарнирно закрепленную одним концом на стержне (6), связанном с балкой, а другим - на узле, связанном с газотурбинным двигателем. Стержень (6) установлен на балке через эластичную связь (7), образованную двумя слоистыми цилиндрами (71, 72), эластомер и металл, удерживающую стержень (6) за концы. Технический результат заключается в уменьшении вибрации, передаваемой от газотурбинного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Настоящее изобретение касается подвески газотурбинного двигателя к конструкции самолета и, в особенности, относится к средству ослабления вибраций между двигателем и несущей конструкцией.

Газотурбинный двигатель, подвешенный, например, к крылу самолета с помощью пилона, содержит переднюю точку крепления, воспринимающую усилия, в частности, от промежуточного кожуха, и заднее крепление на уровне выхлопного кожуха. В изостатической подвеске усилия передаются через тяги, надлежащим образом распределенные между двумя деталями крепления и которые работают обычно на растяжение и сжатие. Тяги прикреплены, с одной стороны, к балке, связанной с конструкцией самолета, а с другой стороны, к узлам кожуха двигателя или непосредственно к кожуху. Крепление тяг на концах осуществляется через шаровые опоры, которые передают усилия только вдоль их оси. Усилия, воспринимаемые этими деталями крепления, являются вращающим моментом, а также усилиями, проявляющимися в поперечной плоскости двигателя, такими как вес, боковые усилия и тяга двигателя.

Для уменьшения вибраций, воздействующих на конструкцию самолета, и шума в кабине вследствие работы двигателя известно использование виброизолирующих средств в системах крепления. Например, в патенте EP 250659 описана подвеска газотурбинного двигателя к конструкции самолета, включающая поперечный валик между балкой, к которой на тягах подвешен двигатель, и пилоном под крылом самолета. Поперечный валик удерживается первой парой изоляторов, концы которых работают на вертикальное сжатие, и второй парой, работающей на поперечное сжатие. Обе пары независимы одна от другой и могут иметь различные коэффициенты упругости. Такое решение имеет определенные габаритные размеры по высоте.

Известны другие относительно сложные конструкции. Они используются обычно в гиперстатических системах. Основным недостатком такого типа подвески является неизвестность усилий, передаваемых в детали в каждый момент времени. Определение размеров изоляционных средств в этом случае является затруднительным и неопределенным.

Объектом настоящего изобретения является реализация подвески газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата изостатического типа, и одновременно включающая упругий виброизолирующий элемент, при этом его конструкция должна оставаться компактной, насколько это возможно.

Эта цель достигается тем, что подвеска к конструкции летательного аппарата содержит балку со средствами крепления к упомянутой конструкции и, по меньшей мере, одну тягу, шарнирно закрепленную одним концом на стержне, связанном с балкой, а другим концом - на узле, связанном с газотурбинным двигателем, которая отличается тем, что упомянутый стержень установлен на балке через эластичную связь, образованную двумя слоистыми цилиндрами, образованными слоями из эластомера и металла, склеенными между собой и удерживающими стержень с обеих сторон.

Нагрузка на связь, таким образом, ограничивается нагрузкой на тягу. Так как обычно имеется несколько тяг, то, таким образом, обеспечивается распределение усилий. Кроме того, такая компоновка позволяет точно знать путь распределения усилий, и размеры элементов эластичной связи могут быть оптимизированы.

В частности, слоистые цилиндры содержат первый жесткий кольцевой корпус, связанный со стержнем, второй коаксиальный стержню корпус и слой из эластомерного материала между двумя корпусами, при этом слой из эластомера является предварительно напряженным.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления первый и второй корпуса имеют каждый поверхность формы усеченного конуса с той же осью, что и стержень, при этом предварительно напряженный слой размещен между двумя поверхностями в форме усеченного конуса.

Точнее говоря, получают средство эластичной связи, содержащее уменьшенное количество деталей и являющееся весьма компактным при наличии первого жесткого корпуса, при этом, по меньшей мере, один из двух слоистых цилиндров установлен с возможностью скольжения по стержню, сжатие обеспечивается сближением первого корпуса со вторым корпусом.

Преимущественно, поверхности в форме усеченного конуса обоих слоистых цилиндров симметричны относительно плоскости, перпендикулярной стержню, проходящему через тягу, и два первых корпуса установлены с возможностью скольжения на стержне. Предварительное напряжение эластомерного материала получают сближением двух первых корпусов один к другому.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает вид в перспективе варианта осуществления подвески по изобретению,

Фиг.2 изображает вид в разрезе по II-II подвески по фиг.1,

Фиг.3 изображает подвеску по изобретению в процессе монтажа.

Подвеска по фиг.1 состоит из балки 2 с верхней платформой 21, в которой выполнены отверстия для прохода деталей крепления, таких как не представленные на чертеже болты, балки к конструкции летательного аппарата. В качестве последней речь может идти о монтажном пилоне под крылом, но изобретение подходит, в общем, для крепления к любой части летательного аппарата. Центральный полый выступ 23 воспринимает сдвиговые усилия.

С этой платформой связаны два V-образно расположенных плеча 25 и 27, в которые монтируются тяги 3, 4 и 5. Последние шарнирно связаны со стержнями 6, параллельными между собой и установленными с помощью эластичных связей в плечах 25 и 27. Балка может быть выполнена различной геометрии или конструкции, представленная в данном примере не является ограничивающей. Свободный конец тяг просверлен для прохода детали крепления к узлу не представленного на чертеже кожуха двигателя. В данном случае тяги расположены в плоскости, поперечной оси двигателя. Они могут находиться также вблизи этой плоскости. Две внешние тяги 3 и 5 соединены с поперечным фланцем кожуха таким образом, чтобы точки крепления образовали трапецию. Ввиду наличия шаровых креплений эти две тяги передают усилия по осям OY и OZ, перпендикулярным оси двигателя. Функцией центральной тяги 4 в такой компоновке является передача вместе с другими тягами усилий, связанных с вращающим моментом. Ось OХ на фиг.1 является осью двигателя: ось OZ является вертикальной осью и ось OY является поперечной. На фиг.2 более детально виден монтаж тяги на балке. Речь идет о центральной тяге 4, но ее монтаж таков же, как и двух других тяг 3 и 5. В соответствии с вариантом осуществления в плече 27 выполнены два цилиндрических посадочных места 27А и 27В. Их ось Х-Х перпендикулярна плоскости, образованной плечами 25 и 27. Эти два посадочных места разделены пазом 27С, открытым со стороны, противоположной платформе 21. Паз служит посадочным местом для тяги 4 и его ширина достаточна для перемещения тяги внутри. Тяга шарнирно установлена на стержне 6 оси ХХ в самоустанавливающемся подшипнике 46 параллельно оси двигателя. Этот подшипник позволяет тяге двигаться, главным образом, вокруг оси ХХ, а также вокруг двух других осей, перпендикулярных оси ХХ; то есть поперечной оси YY и вертикальной оси ZZ. Движение осуществляется в пределах зазора, имеющегося между тягой 4 и стенками паза 27С.

В соответствии с изобретением эластичная связь 7, предназначенная для демпфирования вибраций между их источником, образованным двигателем и балкой, соединяет стержень 6 с плечом 27. Эта эластичная связь образована двумя слоистыми цилиндрами 71 и 72, содержащими слои из эластомерного материала, чередующиеся с жесткими металлическими слоями. Цилиндрические элементы размещены соответственно в посадочных местах 27А и 27В. Каждый из цилиндров 71 и 72 содержит первый жесткий корпус, в частности металлический, 71А и 72А; второй жесткий корпус, 71В и 72В соответственно, между которыми размещены слои из эластомерного материала 71С, 72С, чередующиеся, в случае необходимости, одним или несколькими металлическими слоями 71D, 72D. Цилиндр может содержать только один слой эластомера между двумя корпусами, без металлического слоя. В данном случае представлено три слоя эластомера 71С, 72С и два металлических слоя 71D, 72D. Все слои плотно прилегают друг к другу. Рассмотрим далее слой эластомера 71С, 72С. Первый кольцевой корпус установлен на стержне 6 и его внешняя поверхность выполнена в форме усеченного конуса по оси ХХ. Второй кольцевой корпус закреплен своей внешней поверхностью в посадочном месте 27А и имеет также поверхность в форме усеченного конуса, но внутреннюю. Обе конических поверхности имеют одинаковый угол при вершине и ось ХХ. Они образуют между собой пространство, заполненное слоем эластомера. В соответствии с признаком изобретения этот слой является предварительно напряженным. Этот признак получают сближением двух поверхностей в форме усеченного конуса одна к другой вдоль оси ХХ. Такое сжатие позволяет эластомеру не подвергаться снижению давления при некоторых относительных перемещениях стержня относительно балки вдоль одной из осей ХХ, YY и ZZ.

Форма усеченного конуса имеет преимущество в том, что позволяет легко обеспечить напряжение. Предварительно напряженная цилиндрическая форма, хотя и более трудно реализуемая, также может быть предусмотрена в случае необходимости.

Такая компоновка особенно проста в изготовлении как в плане конструкции, так и монтажа подвески. Как видно на фиг.3, два цилиндра 71 и 72 представляют собой перед монтажом с несжатым слоем эластомера 71С, 72С два аксиально разведенных один от другого корпуса с подвижным первым корпусом, который может скользить по стержню. После размещения слоистых цилиндров 71, 72 в соответствующих посадочных местах 27А и 27В в паз 27С помещают тягу, затем вводят стержень 6 с одной стороны в корпус до упора плечика 61 стержня; с другой стороны на резьбовой конец стержня надевают шайбу. На резьбовую часть навинчивают гайку 63 и затягивают ее. На фиг.3 показана собранная деталь до затяжки. Два первых корпуса 71А и 72А расклинены относительно вторых корпусов 71В и 72В, которые заклинены в своих соответствующих посадочных местах 27А и 27В. Затягивая гайку, сближают две шайбы одна к другой, которые воздействуют на два первых корпуса. Отсюда следует, что слой эластомера 71С и 72С между каждым первым и вторым корпусами подвергается аксиальному сжатию.

Решение по изобретению позволяет осуществить эластичную связь между стержнем и балкой, с помощью которой передают усилия от тяги на стержень.

1. Подвеска газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, содержащая балку (2) со средствами крепления к упомянутой конструкции и, по меньшей мере, одну тягу (4), шарнирно закрепленную одним концом на стержне (6), связанном с балкой, а другим - на узле, связанном с газотурбинным двигателем, отличающаяся тем, что упомянутый стержень (6) установлен на балке через эластичную связь (7), образованную двумя слоистыми цилиндрами (71, 72), эластомер и металл, удерживающую стержень (6) за концы.

2. Подвеска по п.1, в которой слоистые цилиндры содержат первый жесткий кольцевой корпус (71А, 72А), связанный со стержнем, второй корпус (71В, 72В) по той же оси и слой (71С, 72С) из эластомерного материала, размещенный между двумя корпусами, при этом упомянутый эластомерный слой предварительно напряжен двумя корпусами (71А, 71В; 72А, 72В).

3. Подвеска по п.2, в которой первый (71А, 72А) и второй (71В, 72В) корпуса имеют каждый поверхность в форме усеченного конуса по той же оси, что и стержень, при этом упомянутый предварительно напряженный эластомерный слой (71С, 72С) размещен между двумя поверхностями в форме усеченного конуса.

4. Подвеска по п.3, в которой первый жесткий корпус (71А, 72А), по меньшей мере, одного из слоистых цилиндров установлен с возможностью скольжения на стержне (6), при этом предварительное напряжение обеспечивают приближением первого корпуса (71А, 72А) ко второму корпусу (71В, 72В).

5. Подвеска по п.3, в которой оба слоистых цилиндра (71, 72) симметричны относительно плоскости, перпендикулярной стержню, проходящему через тягу (4).

6. Подвеска по п.4, в которой оба слоистых цилиндра (71, 72) симметричны относительно плоскости, перпендикулярной стержню, проходящему через тягу (4).

7. Подвеска по п.5, в которой два первых корпуса (71А, 72А) установлены с возможностью скольжения на стержне (6), при этом эластомерный материал предварительно напряжен посредством приближения двух первых корпусов одного к другому.

8. Подвеска по п.6, в которой два первых корпуса (71А, 72А) установлены с возможностью скольжения на стержне (6), при этом эластомерный материал предварительно напряжен посредством сближения двух первых корпусов один к другому.

9. Газотурбинный двигатель, содержащий подвеску по пп.1-8.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к двигателю самолета. .

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

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к конфигурации установки двигателей для 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 подвеске силовой установки к летательному аппарату. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству удаления масла. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к авиационной силовой установке на базе топливных элементов

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу. В гондоле установлены маршевый электродвигатель, маршевый воздушный винт, баллон с водородом, редуктор, батарея топливных элементов, вентиляторы, датчики температуры, клапан, ключ, контроллер батареи топливных элементов. Технический результат заключается в повышении КПД электрической силовой установки. 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа. Указанная конструкция содержит средства крепления, соединяющие ее с фюзеляжем (6) и содержащие первые средства крепления, соединяющие конструкцию с первой рамой (50), образующей первый проем (18), и вторые средства крепления, соединяющие конструкцию со второй рамой (50), образующей второй проем (18). Согласно изобретению каждое из первых и вторых средств крепления содержит работающий на сжатие элемент (90, 92) блокировки конструкции крепления, опирающийся одной стороной на раму (50), а другой стороной - на конструкцию (14) крепления. Технический результат заключается в упрощении конструкции крепления двигателей и снижении ее массы. 9 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа. Указанная конструкция содержит средства крепления, соединяющие ее с фюзеляжем (6) и содержащие первые средства крепления, соединяющие конструкцию с первой рамой (50), образующей первый проем (18), и вторые средства крепления, соединяющие конструкцию со второй рамой (50), образующей второй проем (18). Согласно изобретению, средства крепления дополнительно содержат по меньшей мере одну тягу (66) восприятия усилий, первый конец которой установлен на конструкции (14), а противоположный конец - на фюзеляже на расстоянии от первого и второго проемов. Технический результат заключается в снижении массы летательного аппарата. 20 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения дополнительной энергией силовой установки летательного аппарата. Летательный аппарат с системой гибридного питания энергией силовой установки состоит из: - наружной конструкции (фюзеляжа, крыльев и т.д.), - электрического оборудования (34), - средств (40) внутреннего сгорания для создания тяги, - средства питания энергией средств создания тяги, а также из: - множества прямых преобразователей (24) световой энергии в электрическую энергию, расположенных на части наружной поверхности наружной конструкции; - средств (32) сравнения электрической энергии, производимой преобразователями (24); - средства отбора избыточной электрической энергии (36); - средств (38) подачи в средства (40) создания тяги дополнительной энергии за счет избыточной электрической энергии при ее наличии. Повышается мощность, снижается расход топлива, увеличивается дальность полета. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

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.
Наверх