Гондола турбореактивного двигателя



Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя
Гондола турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2509688:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а); среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор. К средней секции прикреплена воздухозаборная секция (4) таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность, кроме того, воздухозаборная секция содержит внутреннюю панель (41), содержащую звукопоглощающий кожух (53), прикрепленный своим нижним по потоку концом (70) к верхнему по потоку концу (72) средней секции (5), и образующую вместе со средней секцией неподвижную конструкцию гондолы (1) и направляющие средства (15), предназначенные для направления наружной панели или панелей (40) и обеспечивающие возможность прямолинейного перемещения наружной панели (40) в направлении выше по потоку относительно гондолы (1) для открытия воздухозаборной секции (4). Гондола также содержит элементы (90, 100, 110, 120, 130, 140, 150) жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами (15) при их деформации, превышающей заданную величину, при открытии воздухозаборной секции. Технический результат заключается в обеспечении ограничения деформации направляющих средств створки гондолы. 13 з.п. ф-лы, 18 ил.

 

Настоящее изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей воздухозаборную секцию, предназначенную для направления потока воздуха к вентилятору турбореактивного двигателя, и среднюю секцию, охватывающую указанный вентилятор, при этом воздухозаборная секция закреплена на средней секции.

Как правило, гондола летательного аппарата имеет конструкцию, содержащую воздухозаборную секцию, среднюю секцию и выходную секцию, находящуюся ниже по потоку. В данном случае понятие «ниже по потоку» определяет направление, соответствующее направлению, в котором поток холодного воздух поступает в турбореактивный двигатель. А понятие «выше по потоку» определяет противоположное направление.

Воздухозаборная секция расположена выше по потоку от турбореактивного двигателя, предназначенного для приведения в движение летательного аппарата. Ниже по потоку от воздухозаборной секции расположена средняя секция, охватывающая вентилятор турбореактивного двигателя. Далее ниже по потоку находится выходная секция, в которой, как правило, размещены средства реверсора тяги и которая окружает камеру сгорания турбореактивного двигателя. В конце данной гондолы находится реактивное сопло, выпускное отверстие которого расположено ниже по потоку от турбореактивного двигателя.

Воздухозаборная секция содержит, во-первых, входную кромку и, во-вторых, нижнюю по потоку конструкцию, на которой закреплена указанная входная кромка. Входная кромка предназначена для оптимального забора воздуха к турбореактивному двигателю, необходимого для подвода к вентилятору и внутренним компрессорам турбореактивного двигателя. Нижняя по потоку конструкция предназначена для направления потока воздуха, соответственно, к лопаткам вентилятора. Как правило, нижняя по потоку конструкция содержит наружную панель и внутреннюю панель. Внутренняя панель содержит звукопоглощающий кожух, обеспечивающий ослабление шума, создаваемого турбореактивным двигателем, а также гашение вибраций различных конструкций. Нижняя по потоку конструкция и входная кромка закреплены выше по потоку от корпуса вентилятора, который относится к средней секции гондолы.

В зависимости от температурных условий и относительной влажности воздуха на земле или в полете, на профиле входной кромки возможно образование льда, в частности, на внутреннем профиле. Подобное обледенение опасно для механического функционирования неподвижных и вращающихся деталей турбореактивного двигателя и приводит к ухудшению эксплуатационных характеристик. В результате, для решения указанной проблемы были разработаны различные системы, предотвращающие обледенение этой части входной кромки. В частности, следует отметить патентные документы US 4688757 и ЕР 1495963.

Известно, что для выполнения работ по ремонту и техническому обслуживанию оборудования, расположенного внутри воздухозаборной секции, наружную панель 40, объединенную с входной кромкой, перемещают в направлении выше по потоку от средней секции 5, используя направляющие средства 15 (фиг.1). Как правило, указанные направляющие средства 15 выполнены в виде системы рельсов.

Однако направляющие средства 15, в частности рельсы, при переходе от закрытого положения к открытому положению деформируются (фиг.2). В данном документе понятие «открытое положение» определяет такую компоновку, при которой воздухозаборную секцию поступательно перемещают в направлении выше по потоку. Открытое положение соответствует компоновке, при которой летательный аппарат находится на земле, готовый для проведения работ по техническому обслуживанию. При этом понятие «закрытое положение» определяет компоновку, при которой входная кромка прикреплена к верхнему по потоку концу внутренней панели (панелей). Закрытое положение соответствует компоновке, при которой летательный аппарат готов к полету.

В открытом положении гондолы направляющие средства, в частности система рельсов, служат опорой для подвижного узла, вес которого, как правило, превышает прочность на изгиб рельсов. В результате, как показано на фиг.2, происходит деформирование направляющих средств 15, которое приводит к изгибанию системы рельсов относительно их осей. Кроме того, внешние факторы, такие как ветер, могут привести к увеличению деформации направляющих средств. Подобная деформация направляющих средств затрудняет процесс открытия гондолы.

Также существует опасность того, что оператор будет использовать верхний по потоку конец рельсов в качестве стремянки, что также увеличит их деформацию.

Таким образом, одна из задач настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить гондолу, обеспечивающую возможность ограничения деформации направляющих средств.

Для этого, согласно первому аспекту, настоящее изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей:

воздухозаборную секцию, предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель, объединенную с входной кромкой,

среднюю секцию, охватывающую указанный вентилятор, причем к средней секции прикреплена воздухозаборная секция таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность,

по меньшей мере одну внутреннюю панель, содержащую звукопоглощающий кожух, прикрепленный своим нижним по потоку концом к верхнему по потоку концу средней секции, и образующую вместе со средней секцией неподвижную конструкцию гондолы, и

направляющие средства, предназначенные для направления наружной панели (панелей) и обеспечивающие возможность, по существу, прямолинейного перемещения наружной панели в направлении выше по потоку относительно гондолы для открытия воздухозаборной секции,

отличающейся тем, что она содержит элементы жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами при их деформации, превышающей заданную величину, при открытии воздухозаборной секции.

Предлагаемая гондола обеспечивает возможность ограничения деформации направляющих средств до заданной максимальной величины деформации. Указанное ограничение относится, в частности, к верхним по потоку концам направляющих средств, которые в наиболее значительной степени подвержены деформированию, в частности изгибу. Фактически элементы жесткости воспринимают механические нагрузки, превышающие определенную предельную величину в открытом положении, что создает возможность для более эффективной работы направляющих средств.

Кроме того, преимущество предлагаемой гондолы заключается в том, что указанные элементы жесткости воспринимают нагрузки только в случае появления деформации, то есть при изменении исходной формы направляющих средств.

По существу, при первоначальном использовании, когда направляющие средства способны выдерживать нагрузки, элементы жесткости не оказывают влияния на работу указанных направляющих средств.

Кроме того, предлагаемая гондола обеспечивает возможность для улучшения технологических допусков, поскольку элементы жесткости способны компенсировать любое осевое смещение направляющих средств, возникающее в процессе их изготовления.

В соответствии с другими признаками настоящего изобретения предлагаемая гондола обладает одной или несколькими из перечисленных ниже дополнительных характеристик, которые можно рассматривать отдельно или в различных сочетаниях:

заданная деформация происходит по меньшей мере в одном направлении, лежащем в плоскости, по существу, перпендикулярной основному направлению направляющих средств,

в нерабочем положении, между элементами жесткости или между элементом жесткости и элементом гондолы предусмотрен не равный нулю зазор, который обеспечивает наличие контактной зоны в случае чрезмерной нагрузки, действующей на направляющие средства, при этом отсутствует необходимость в создании области сопряжения, и кроме того, во время полета не происходит передача нагрузки от направляющих средств к внутренней панели, в частности к звукопоглощающему кожуху,

элементы жесткости содержат выступающий элемент, закрепленный на внутренней панели, при этом в нерабочем положении между указанным элементом и направляющим средством предусмотрен не равный нулю зазор, элементы жесткости закреплены на внутренней панели и имеют L-образную форму, причем в нерабочем положении между направляющим средством и боковым участком L-образного элемента предусмотрен не равный нулю зазор, в результате отсутствует необходимость в установке на внутренней панели каких-либо крепежных средств,

элементы жесткости содержат воспринимающий нагрузку участок, форма которого, по существу, дополняет форму направляющего средства, причем в нерабочем положении между указанным участком и направляющим средством предусмотрен не равный нулю зазор, что обеспечивает возможность восприятия нагрузок в нескольких направлениях пространства, элементы жесткости содержат выступающий элемент, закрепленный на направляющем средстве, и опору, закрепленную на внутренней панели, причем указанный выступающий элемент установлен напротив опоры, причем в нерабочем положении между ними предусмотрен не равный нулю зазор, в результате отсутствует необходимость крепления конструкционных элементов на внутренней панели, в частности, на звукопоглощающем кожухе, и не происходит ухудшения звукопоглощающих свойств поверхности кожуха,

элементы жесткости содержат первый элемент, закрепленный на наружной панели и выполненный с возможностью движения по платформе, установленной на внутренней панели, причем указанный элемент жесткости принимает на себя значительную деформацию направляющих средств, в частности продольный изгиб рельсов,

между первым элементом и платформой предусмотрен зазор, по существу, равный нулю, в результате указанные элементы обеспечивают опору для подвижной конструкции, наружной панели, при ее перемещении относительно неподвижной конструкции, средней секции,

конец первого элемента содержит ролик, установленный с возможностью вращения по платформе, что позволяет при перемещении ограничить трение в случае воздействия нагрузки,

платформа в верхнем по потоку конце содержит упор, предотвращающий падение указанного конца первого элемента с платформы, что также может вызвать повреждение направляющего средства,

элементы жесткости содержат первый упорный элемент, установленный на направляющем средстве, и по меньшей мере один второй упорный элемент, установленный на внутренней панели, причем указанный первый и по меньшей мере один второй упорные элементы соединены посредством соединительного устройства, выполненного с возможностью деформирования для восприятия нагрузок, испытываемых направляющим средствам, что позволяет выдерживать или компенсировать любые перемещения направляющего средства, происходящие в любом направлении пространства,

соединительное устройство представляет собой соединительный стержень, в частности, выполненный в виде металлической детали, что позволяет не менять положение направляющего средства и напрямую воспринимать нагрузки, которые испытывает наружная панель,

соединительный стержень содержит упругодеформируемый компонент, который обеспечивает существенное поглощение нагрузок, действующих на наружную панель.

Изобретение станет более очевидным при прочтении приведенного далее описания неограниченных вариантов осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых изображено следующее.

На фиг.1 и 2 представлены поперечные разрезы известной из уровня техники гондолы, содержащей направляющие средства.

На фиг.3 в аксонометрии изображена предлагаемая гондола.

На фиг.4 схематично показан продольный разрез первого варианта воздухозаборной секции, показанной на фиг.1, в закрытом положении.

На фиг.5 схематично изображен вариант изобретения, показанный на фиг.4, в открытом положении.

На фиг.6 схематично показан поперечный разрез предлагаемой гондолы.

На фиг.7 схематично показан поперечный разрез другого варианта осуществления гондолы, представленной на фиг.6.

На фиг.8-13 схематично и частично изображены продольные разрезы других вариантов осуществления предлагаемой гондолы.

На фиг.14 в масштабе показана область XIV с фиг.13.

На фиг.15а частично и в аксонометрии изображен соединительный стержень, используемый в элементах жесткости гондолы, показанной на фиг.13.

На фиг.15b-15d показаны поперечные разрезы других возможных соединительных стержней, используемых в элементах жесткости гондолы, показанной на фиг.13.

Предлагаемая гондола 1, как показано на фиг.3, представляет собой трубчатый корпус, предназначенный для размещения турбореактивного двигателя (не показан). Данная гондола направляет создаваемые турбореактивным двигателем воздушные потоки, определяя внутренние и наружные аэродинамические линии, необходимые для получения оптимальных эксплуатационных характеристик. В гондоле также размещены различные элементы, обеспечивающие работу турбореактивного двигателя, а также вспомогательные системы, например реверсор тяги.

Данная гондола 1 закреплена на неподвижной конструкции летательного аппарата, например на крыле 2, посредством пилона 3.

В частности, гондола 1 имеет конструкцию, содержащую воздухозаборную секцию 4, находящуюся выше по потоку, среднюю секцию 5, охватывающую вентилятор (не виден) турбореактивного двигателя, и выходную секцию 6, находящуюся ниже по потоку, расположенную вокруг турбореактивного двигателя и, как правило, вмещающую систему реверсора тяги (не показана).

Воздухозаборная секция 4 разделена на две части. Первая часть представляет собой входную кромку 4а, предназначенную для оптимального забора воздуха к турбореактивному двигателю, необходимого для подвода к вентилятору и внутренним компрессорам турбореактивного двигателя. Вторая часть представляет собой конструкцию 4b, расположенную далее ниже по потоку относительно входной кромки 4а и содержащую по меньшей мере одну наружную панель 40. В соответствии с настоящим изобретением входная кромка 4а объединена с наружной панелью 40 и образует вместе с ней цельную съемную деталь.

Воздухозаборная секция 4 может иметь модульную конструкцию и содержать совокупность наружных панелей 40, каждая из которых определяет соответствующий участок входной кромки 4а.

Предлагаемая гондола 1 также имеет среднюю секцию 5, содержащую корпус 9. Средняя секция 5 прикреплена к воздухозаборной секции 4 таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность.

По меньшей мере одна внутренняя панель 41 является продолжением входной кромки 4а. Внутренняя панель (панели) 41 предназначена для направления воздушного потока, соответственно к лопаткам (не показаны) вентилятора. Внутренняя панель (панели) прикреплена нижним по потоку концом к верхнему по потоку концу средней секции 5, в частности к корпусу 9, посредством крепежных фланцев. Таким образом, внутренняя панель (панели) 41 образует со средней секцией 5 конструкцию, неподвижную относительно предлагаемой гондолы 1. Кроме того, внутренняя панель (панели) 41 содержит звукопоглощающий кожух, предназначенный для ослабления нежелательного шума, обусловленного работой турбореактивного двигателя и вибрациями данной конструкции. Звукопоглощающий кожух может иметь ячеистую структуру или любую другую структуру, обеспечивающую ослабление нежелательного шума.

Предлагаемая гондола 1 также содержит направляющие средства 15, предназначенные для направления наружной панели (панелей) 40 и обеспечивающие возможность, по существу, прямолинейного движения наружной панели (панелей) 40 в направлении выше по потоку относительно гондолы 1 с целью открытия воздухозаборной секции 4 в направлении, по существу, параллельном основному направлению направляющих средств 15.

В варианте, показанном на фиг.4 и 5, направляющие средства 15 полностью установлены на средней секции 5 с возможностью съема, как описано в заявке FR 07/09105. Таким образом, ни одной части звукопоглощающего кожуха не мешает прикрепление к нему направляющих средств 15. В результате, по существу, вся звукопоглощающая поверхность кожуха может быть использована для ослабления нежелательного шума.

В соответствии с вариантом изобретения, показанным на фиг.4 и 5, направляющие средства 15 содержат по меньшей мере одну систему рельсов 16 и подвижные средства 17, предназначенные для установки наружной панели 40 на систему рельсов 16. Удлиненная форма системы рельсов 16 обеспечивает возможность ее соединения со средней секцией 5. Направляющие средства 15 предпочтительно содержат по меньшей мере три радиально расположенных направляющих рельса 16. Как правило, системы рельсов 16 расположены, по существу, на равном расстоянии друг от друга, что позволяет удерживать предлагаемую гондолу 1 в равновесном состоянии. Таким образом, системы рельсов 16 размещены вокруг опорной конструкции турбореактивного двигателя и оборудования, обеспечивающего его работу, по периферии корпуса вентилятора.

По меньшей мере часть установочных средств 17 находится ниже по потоку от участка 18 стыка средней секции 5 и внутренней панели 41. Как показано на фиг.5, в открытом положении подобный вариант исполнения конструкции обеспечивает возможность перемещения наружной панели 40 на расстояние, превышающее или равное сумме длин участка 18 стыка и внутренней панели 41, что значительно упрощает доступ к оборудованию, расположенному внутри предлагаемой гондолы 1.

Установочные средства 17 и система рельсов 16 могут иметь любую форму, обеспечивающую продольное перемещение установочных средств 17 относительно системы рельсов 16. Системы рельсов 16 содержат, например, ползуны на рельсах, желобчатый рельс, выполненный с возможностью взаимодействия с направляющей системой, систему роликовых опор, выполненную с возможностью взаимодействия с соответствующим рельсом, или продольный палец, выполненный с возможностью скольжения через соответствующее отверстие.

Направляющее средство 15 может содержать полость 50, расположенную, по существу, поперек относительно оси 52 предлагаемой гондолы 1, причем указанная полость 50 находится ниже по потоку от внутренней панели 41. Таким образом, наличие полости 50 упрощает, например, процесс прокладки элементов турбореактивного двигателя, например трубок или кабелей, и одновременно обеспечивает возможность перемещения воздухозаборной секции 4.

В варианте исполнения, при котором внутренняя панель 41 содержит звукопоглощающий кожух 53, указанный кожух, как правило, прикреплен своим верхним по потоку концом 54 к входной кромке 4а посредством крепежных средств (не показаны), например посредством болтов. Указанное крепление выполнено таким образом, что внутренняя панель 41 находится в постоянном контакте с входной кромкой 4а, когда летательный аппарат находится в режиме эксплуатации, в частности, в полете.

Сопряжение входной кромки 4а, объединенной с наружной панелью 40, и звукопоглощающего кожуха 53 внутренней панели может быть внешним или внутренним, но в любом случае оно должно обеспечивать максимально возможную аэродинамическую целостность конструкции. Жесткие центрирующие средства, такие как центрирующие штыри, выполненные с возможностью взаимодействия с соответствующими отверстиями, или гибкие центрирующие средства, такие как упругие лапки, обеспечивают указанную целостность конструкции.

На участке сопряжения можно установить уплотнение либо у внутренней панели 41, либо у наружной панели 40.

Внутренняя панель 41 соединена нижним по потоку концом 70 с верхним по потоку концом 72 корпуса 9 посредством любых крепежных средств, известных специалистам из уровня техники, в частности, посредством фланца. В результате, внутренняя панель 41 и корпус 9 образуют неподвижную часть предлагаемой гондолы 1.

Нижний по потоку конец 80 направляющих средств прикреплен, например, к нижнему по потоку концу 82 корпуса 9 посредством любых крепежных средств, известных специалистам из уровня техники.

Предлагаемая гондола 1 содержит также элементы 90 жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами 15 и превышающих заданную величину деформации направляющих средств.

Заданная деформация предпочтительно происходит по меньшей мере в одном направлении, лежащем в плоскости, по существу, перпендикулярной основному направлению направляющих средств 15. Как правило, указанное основное направление является, по существу, коллинеарным оси 52 предлагаемой гондолы 1. В случае использования системы рельсов основное направление соответствует, по существу, направлению оси рельсов. В этом случае положение рельсов не совпадает с их теоретическим положением.

В соответствии с не показанным предпочтительным вариантом изобретения, между элементами 90 жесткости или между элементом 90 жесткости и элементом предлагаемой гондолы 1, например, внутренней панелью 41, наружной панелью 40 или направляющим средством 15, в нерабочем положении предусмотрен не равный нулю зазор е. В данном документе понятие «нерабочее положение» определяет положение, при котором элементы жесткости не воспринимают нагрузки, испытываемые направляющими средствами 15.

В соответствии с настоящим изобретением направляющее средство 15 подвергается значительным нагрузкам и в результате деформируется относительно своей основной оси, в частности смещается или изгибается. В этом случае элементы жесткости перемещаются, занимая указанный зазор е.

Таким образом, в случае воздействия на направляющее средство 15 чрезмерной нагрузки возникает контактная зона, причем необходимость в создании области сопряжения отсутствует. Кроме того, в условиях полета указанные нагрузки не передаются от направляющего средства 15 на среднюю секцию 5, в частности на звукопоглощающий кожух 53.

Контактная зона, в которой зазор е равен нулю, может быть в большей или меньшей степени упругой во избежание образования отметин на участке сопряжения в результате воздействия высоких и повторяющихся нагрузок, например, в случае открытия указанной конструкции при сильных порывах ветра.

Согласно одному из предпочтительных вариантов изобретения, показанному на фиг.6, элементы 100 жесткости содержат выступающий элемент, закрепленный на средней секции, в частности на внутренней панели 41, причем в нерабочем положении между указанным выступающим элементом и направляющим средством 15 предусмотрен не равный нулю зазор е.

Как правило, элементы 100 жесткости имеют, по существу, призматическую форму, которая позволяет упростить процесс изготовления элементов жесткости и облегчает их установку на предлагаемую гондолу.

Элементы 100 жесткости устанавливают непосредственно на звукопоглощающий кожух, на направляющее средство 15 или на оба указанных компонента.

Как показано на фиг.6, элемент 110 жесткости прикреплен к внутренней панели 41, в частности к звукопоглощающему кожуху 53, и имеет L-образную форму. В данном варианте изобретения, в нерабочем положении между направляющим средством 110 и боковым участком L-образного элемента предусмотрен не равный нулю зазор. Таким образом участок элемента 110 жесткости, закрепленный на средней секции 5, уменьшен, в результате чего он не оказывает чрезмерного влияния на звукопоглощающие свойства гондолы.

Кроме того, элементы жесткости могут также служить опорой для направляющих средств 15 в их верхних по потоку концах и таким образом обеспечивать снижение нагрузок, действующих на направляющие средства 15.

В соответствии с другим предпочтительным вариантом изобретения, показанным на фиг.7, элементы 120 жесткости содержат воспринимающий нагрузки участок, форма которого, по существу, дополняет форму направляющего средства 15. В нерабочем положении зазор между указанным участком и направляющим средством 15 также не равен нулю. Подобная компоновка обеспечивает возможность восприятия нагрузок в различных направлениях пространства.

Согласно еще одному предпочтительному варианту изобретения, показанному на фиг.8, элементы 130 жесткости содержат выступающий элемент 132, закрепленный на направляющем средстве 15, и опору 134, прикрепленную к внутренней панели 41. Выступающий элемент 132 установлен, по существу, напротив опоры 134, причем в нерабочем положении между ними предусмотрен не равный нулю зазор е. Таким образом, преимущество данного варианта изобретения состоит в том, что отсутствует необходимость в креплении элементов конструкции на средней секции 5, в частности на звукопоглощающем кожухе 53, в результате не происходит ухудшения звукопоглощающих свойств поверхности кожуха.

Зазор е задают таким образом, чтобы он не был равен нулю, когда компоновка предлагаемой гондолы 1 соответствует состоянию полета.

Выступающий элемент 132 можно прикрепить к верхнему по потоку концу 135 направляющего средства, в результате, указанный элемент жесткости будет воспринимать нагрузки, действующие на направляющее средство 15, в указанном верхнем по потоку конце, который в наибольшей степени подвергается деформации.

В соответствии с другим вариантом изобретения, показанным на фиг.10 и 11, элементы 140 жесткости содержат первый элемент 142, закрепленный на наружной панели 40 и выполненный с возможностью движения по платформе 141, установленной на внутренней панели 41. Согласно данному предпочтительному варианту изобретения, элементы 140 жесткости не закреплены на направляющих средствах 15. Таким образом, элементы 140 жесткости принимают на себя значительную деформацию направляющих средств 14, в частности возможный изгиб рельсов.

Как правило, первый элемент 142, установленный с возможностью движения по платформе 141, не соприкасается с указанной платформой, когда направляющие средства 15 не деформируются.

В соответствии с еще одним вариантом изобретения, между первым элементом 142 и платформой 144 предусмотрен, по существу, нулевой зазор е, в результате указанные элементы обеспечивают опору для наружной панели 40 при ее перемещении относительно внутренней панели 41, в частности относительно звукопоглощающего кожуха 53. Таким образом, когда направляющие средства 15 не подвергаются деформации, первый элемент 142 находится в контакте с платформой 144. Причем первый элемент 142 способен деформироваться за счет упругости и тем самым воспринимать механические нагрузки после достижения заданной максимальной величины деформации направляющих средств.

Конец 146 первого элемента может содержать ролик, установленный с возможностью вращения по платформе 144, что позволяет уменьшить трение в случае воздействия нагрузки при перемещении наружной панели 40.

Ролик предпочтительно содержит упругий компонент, благодаря которому он остается в контакте с платформой 144, в частности, в случае отклонения от плоскостности поверхности платформы 144.

Платформа 144 может содержать наклонную или опорную поверхность, что позволяет уменьшить деформацию направляющих средств 15. Данный вариант компоновки позволяет дополнительно ограничить деформацию направляющих средств 15 и обеспечивает возможность восприятия механических нагрузок до возникновения заданной максимальной величины деформации.

Согласно варианту изобретения, показанному на фиг.12, платформа 144 в верхнем по потоку конце содержит упор 148, что позволяет исключить возможность падения конца 146 первого элемента с платформы 144 в ее верхнем по потоку конце, что также может привести к повреждению направляющих средств 15.

В соответствии с вариантом изобретения, изображенным на фиг.13, элементы 150 жесткости содержат первый упорный элемент 152, установленный на направляющем средстве 15, и по меньшей мере один второй упорный элемент, в частности два элемента 154 и 155, установленных на внутренней панели 41. Первый упорный элемент 152 и вторые упорные элементы 154 и 155 соединены посредством соединительных устройств 156, выполненных с возможностью деформирования для восприятия нагрузок, испытываемых направляющими средствами 15. Подобный вариант компоновки позволяет выдерживать или компенсировать любые перемещения направляющих средств 15, происходящие в любом направлении пространства.

Соединительные устройства 156 можно выполнить регулируемыми, в результате направляющие средства 15 находятся в напряженном состоянии и исключена возможность образования статически неопределимой системы, то есть системы, на которую воздействует большое количество верхних жестких крепежных элементов относительно трех вращательных степеней свободы и трех поступательных степеней свободы.

Соединительное устройство 156 можно установить в верхнем по потоку конце 135 направляющего средства 15 с образованием угла α1 и α2 вдоль двух осей, по существу перпендикулярных основному направлению направляющего средства 15.

Соединительное устройство 156 предпочтительно представляет собой соединительный стержень 158, в частности регулируемый соединительный стержень (фиг.15а).

Соединительный стержень 158 может быть выполнен в виде цельной металлической детали 160, что позволяет не менять положение направляющего средства 15 и напрямую воспринимать нагрузки, которые испытывает наружная панель 40 (фиг.15b).

Соединительный стержень 158 также может содержать упругодеформируемый компонент, обеспечивающий поглощение нагрузок, действующих на наружную панель 40, а также позволяющий уменьшить или даже устранить деформацию соединительного стержня.

Указанный упругодеформируемый компонент представляет собой, например, элемент 162 из эластомера и/или пружину 164 (фиг.15с и 15d).

1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая
воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а), среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор, причем к средней секции прикреплена воздухозаборная секция (4) таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность, по меньшей мере одну внутреннюю панель (41), содержащую звукопоглощающий кожух (53), прикрепленный своим нижним по потоку концом (70) к верхнему по потоку концу (72) средней секции (5), и образующую вместе со средней секцией неподвижную конструкцию гондолы (1), и направляющие средства (15), предназначенные для направления наружной панели или панелей (40) и обеспечивающие возможность, по существу, прямолинейного перемещения наружной панели (40) в направлении выше по потоку относительно гондолы (1) для открытия воздухозаборной секции (4), отличающаяся тем, что она содержит элементы (90, 100, 110, 120, 130, 140, 150) жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами (15) при их деформации, превышающей заданную величину, при открытии воздухозаборной секции.

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что заданная деформация происходит по меньшей мере в одном направлении, лежащем в плоскости, по существу, перпендикулярной основному направлению (52) направляющих средств (15).

3. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, отличающаяся тем, что в нерабочем положении между элементами (90, 100, 110, 120, 130, 140, 150) жесткости или между элементом жесткости и элементом гондолы (1) предусмотрен не равный нулю зазор (е).

4. Гондола (1) по п.3, отличающаяся тем, что элементы (100, 110) жесткости содержат выступающий элемент, закрепленный на внутренней панели (41), причем в нерабочем положении между указанным элементом и направляющим средством (15) предусмотрен не равный нулю зазор (е).

5. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 или 4, отличающаяся тем, что элемент (110) жесткости закреплен на внутренней панели (41) и имеет L-образную форму, причем в нерабочем положении между направляющим средством (15) и боковым участком L-образного элемента предусмотрен не равный нулю зазор (е).

6. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 или 4, отличающаяся тем, что элементы (120) жесткости имеют воспринимающий нагрузку участок, форма которого, по существу, дополняет форму направляющего средства (15), причем в нерабочем положении между указанным участком и направляющим средством (15) предусмотрен не равный нулю зазор (е).

7. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 или 4, отличающаяся тем, что элементы (130) жесткости содержат выступающий элемент (132), закрепленный на направляющем средстве (15), и опору (134), закрепленную на внутренней панели (41), причем указанный выступающий элемент (132) установлен напротив опоры (134), при этом в нерабочем положении между ними предусмотрен не равный нулю зазор (е).

8. Гондола (1) по любому из пп.1, 2 или 4, отличающаяся тем, что элементы (140) жесткости содержат первый элемент (142), закрепленный на наружной панели (40) и выполненный с возможностью движения по платформе (144), установленной на внутренней панели (41).

9. Гондола (1) по п.8, отличающаяся тем, что конец (146) содержит ролик, установленный с возможностью вращения по платформе (144).

10. Гондола (1) по п.8, отличающаяся тем, что платформа (144) в верхнем по потоку конце содержит упор (148).

11. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, 9 или 10, отличающаяся тем, что элементы (150) жесткости содержат первый упорный элемент (152), установленный на направляющем средстве (15), и по меньшей мере один второй упорный элемент (154, 155), установленный на внутренней панели (41), причем первый упорный элемент (152) и по меньшей мере один второй упорный элемент (154, 155) соединены посредством соединительного устройства (156), выполненного с возможностью деформирования для восприятия нагрузок, испытываемых направляющим средством (15).

12. Гондола (1) по п.11, отличающаяся тем, что соединительное устройство (156) представляет собой соединительный стержень (158).

13. Гондола (1) по п.12, отличающаяся тем, что соединительный стержень (158) выполнен в виде металлической детали (160).

14. Гондола (1) по любому из пп.12 или 13, отличающаяся тем, что соединительный стержень (158) содержит упругодеформируемый компонент.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для центрирования воздухозаборной секции относительно средней секции гондолы. Устройство содержит центрирующий штырь (52), установленный в держателе (54), закрепленном на подвижной секции (4) или на неподвижной секции (5), причем центрирующий штырь (52) имеет центральную ось (56), и приемное отверстие (60), предусмотренное в опорной планке (62), закрепленной на неподвижной секции (5) или на подвижной секции (4), причем указанное приемное отверстие (60) выполнено с возможностью ввода в него центрирующего штыря (52).

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику (4) для гондолы турбореактивного двигателя. Воздухозаборник содержит внешнюю панель (40), внутреннюю панель (41) и воздухозаборную кромку (4a), которая снабжена внутренней стенкой (70), вводимой в контакт с воздушным потоком, поступающим в турбореактивный двигатель, а также перегородку (45), отделяющую воздухозаборную кромку (4a) от остальной части гондолы (1).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания.

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а).

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для размещения двигателя (2) летательного аппарата. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу закрывания подвижного элемента гондолы. Способ закрывания подвижного элемента (1) содержит следующие этапы: посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра, затем посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода. Технический результат заключается в упрощении процесса закрытия капота и в снижении веса устройства закрытия капота. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата. Приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), причем управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления (33, 35), причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37). Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле (1) турбореактивного двигателя, включающей в себя внешнюю конструкцию, содержащую кольцевую кромку (7), а также капот (9), и неподвижную внутреннюю конструкцию (19), проходящую по линии продолжения воздухозаборника и имеющую участок, снабженный узлом оборудования. Внешняя конструкция выполнена с возможностью перемещения относительно внутренней конструкции между рабочим положением, в котором капот (9) закрывает участок, снабженный узлом оборудования, и положением техобслуживания, в котором капот (9) открывает участок с обеспечением доступа снаружи к этому узлу оборудования. Кроме того, внешняя конструкция снабжена по меньшей мере одной усиливающей балкой (10), установленной с возможностью передачи усилий между кольцевой кромкой (7) и капотом (9), причем балка (10) проходит в радиальной плоскости (P) воздухозаборника от внешней конструкции к внутренней конструкции и содержит направляющие средства (17), выполненные с возможностью взаимодействия с ответными направляющими средствами (22, 23) внутренней конструкции. Направляющие средства (17) балки (10) и ответные направляющие средства (23) внутренней конструкции сдвинуты относительно радиальной плоскости (P), в которой проходит балка (10). Технический результат заключается в увеличении прочности конструкции гондолы и упрощении доступа к узлам оборудования, размещенным внутри гондолы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23). Узел (А) воздухозаборника содержит конструкцию (1) воздухозаборника, которая имеет кромку (7) воздухозаборника и звукопоглощающий кожух (11), расположенный между указанной кромкой (7) воздухозаборника и верхним по потоку краем указанной обшивки (25). Указанный кожух (11) соединен с корпусом (23) вентилятора только за счет того, что он вставлен в корпус (23) вентилятора. Достигается снижение веса звукопоглощающего кожуха и всей силовой установки, облегчается техническое обслуживание и ремонт. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол и реверсивных устройств двухконтурных турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата содержит опорную конструкцию (100, 110, 200, 300, 400, 500), снабженную устройством реверса тяги, имеющим несущую раму (45, 201, 301, 401, 501), выполненную из композитного материала. Несущая рама имеет, по существу, разомкнутое поперечное сечение, снабженное по меньшей мере одним элементом жесткости. Несущая рама (45, 201, 301, 401, 501) изготовлена по технологии формования посредством инфузии смолы, в частности методом трансферного формования смолы (RTM). Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) содержит по меньшей мере одно направляющее средство (5, 7), в частности, типа рельса для установки подвижного капота устройства реверса тяги с возможностью скольжения. Опорная конструкция (100, 110, 200, 300, 400, 500) связана с частью панели (15) неподвижной внутренней конструкции (17) обтекателя турбореактивного двигателя. Достигается возможность снижения веса несущей рамы с сохранением прочностных характеристик по сравнению с замкнутыми конструкциями из композитных материалов. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления гондол авиационных двигателей. Узел удержания зоны сопряжения неподвижной наружной конструкцией гондолы и картера турбореактивного двигателя содержит два выступа, являющихся частями переднего по потоку конца неподвижной наружной конструкции и заднего по потоку конца картера. Выступы выполнены с возможностью размещения в соприкосновении друг с другом. Узел удержания также содержит два полукольца, образованных стенкой, ограничивающей углубление. Форма углубления обеспечивает возможность ввода в него указанных выступов, когда картер и неподвижная наружная конструкция установлены встык друг с другом. Выступы в указанном углублении удерживаются упорным средством. Достигается уменьшение времени техобслуживания, облегчение его проведения, сведение к минимуму числа необходимых компонентов и затрат. 2 н. и 22 з.п. ф-лы, 31 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции. Средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы. Указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию. Передняя рама выполнена с возможностью установки за указанным кожухом вентилятора и возможностью взаимодействия с капотом реверсора тяги также поддерживает по меньшей мере одно средство отклонения потока. Реверсор тяги установлен с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока. Усиливающая конструкция расположена вдоль продольной оси гондолы и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой и капотом реверса тяги. Достигается повышение уровня надежности и безопасности эксплуатации гондолы двигателя. 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам авиационных двигателей. Узел авиационного двигателя содержит первое и второе кольца и первый и второй соединительные фланцы. Первый соединительный фланец содержит участок, образующий плоскую поверхность, проходящую в радиальном направлении относительно первого кольца. Зона соединения между первым кольцом и первым соединительным фланцем смещена от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение вызывающего сдвиг изгибающего момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо. Достигается повышение механической прочности внутренней стенки воздухозаборника. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам для турбореактивных двигателей. Гондола для двухконтурного двигателя содержит переднюю, среднюю и заднюю секции, наружную конструкцию с, по меньшей мере, одним капотом, смонтированным на внутренней конструкции, и, по меньшей мере, одну первую и одну вторую панели. Первая панель смонтирована на внутренней конструкции с одной стороны гондолы для осуществления физического взаимодействия с элементом крыла, упомянутая панель предназначена для ограничения физического взаимодействия между упомянутым капотом и упомянутым элементом крыла в режиме реверса тяги. Вторая панель смонтирована на внутренней конструкции с другой стороны гондолы, упомянутая панель предназначена для максимального увеличения объема воздуха, выпускаемого с данной другой стороны гондолы в режиме реверса тяги. Достигается возможность увеличения доступной поверхности для воздушного потока, выпускаемого в процессе реверса тяги. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 28 ил.
Наверх