Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя



Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя
Устройство для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя

 


Владельцы патента RU 2561648:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам реверсирования тяги. Устройство крепления створок реверсора тяги содержит штангу, соединенную с неподвижным внутренним элементом при помощи упругого элемента. Достигается уменьшение радиальной толщины реверсора тяги. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к устройству для размещения штанг створок реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя.

Из уровня техники известно, что решетчатый реверсор тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит, как правило, группу створок, закрепленных на сдвигаемом капоте данного реверсора и взаимодействующих со штангами, соединенными с неподвижным внутренним элементом реверсора тяги.

При работе реверсора тяги в режиме прямой тяги, данные штанги удерживают указанные створки в выступающем участке внутренней стенки сдвигаемого капота.

При работе реверсора тяги в режиме обратной тяги створки приводятся в движение посредством штанг, обеспечивая перекрытие полости циркуляции вторичного воздушного потока турбореактивного двигателя. В результате происходит перенаправление указанного потока вперед, что позволяет осуществить реверс тяги и, следовательно, торможение летательного аппарата, оснащенного таким реверсором.

Из уровня техники известно техническое решение, предусматривающее установку упругих элементов между штангами и створками для обеспечения компенсации допускаемых зазоров и конструкционной деформации при нахождении данных створок в положении прямой тяги. При этом установленные упругие элементы обеспечивают также достаточное нажатие штанг на створки, находящиеся в указанном положении.

На сегодняшний день известны различные типы упругих элементов, применяемых для указанных целей, например витые упругие элементы, плоские упругие элементы, а также U-образные упругие элементы. Примеры таких упругих элементов приведены, в частности, в патентном документе FR 2920197.

В гондолах новейшей конструкции стремятся минимизировать радиальную толщину реверсора тяги в зоне расположения отклоняющих решеток для получения оптимальных характеристик гондолы как по массе, так и по аэродинамике.

Однако наличие радиальных размеров упомянутых упругих элементов противоречит задаче уменьшения радиальной толщины.

Кроме того, в некоторых случаях требуется дополнительное пространство для обеспечения возможности хода конца каждой штанги, соединенной посредством упругого элемента с соответствующей створкой реверсора тяги, при повороте створки, что оказывается несовместимым с упомянутыми требованиями по уменьшению радиальной толщины.

Одна из задач данного изобретения заключается в том, чтобы предложить упругие средства, обеспечивающие соединение штанг с соседними элементами конструкции в соответствии с упомянутыми требованиями по уменьшению радиальной толщины.

Указанная задача решена путем применения устройства для размещения по меньшей мере одной штанги створки реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя, причем указанная штанга соединена с неподвижным внутренним элементом при помощи упругих средств.

Наличие указанных признаков устраняет необходимость в средствах упругой связи между штангой и створкой реверсора тяги, что позволяет минимизировать размеры зоны взаимодействия штанги с упомянутой створкой и, соответственно, минимизировать радиальную толщину реверсора тяги в зоне расположения отклоняющих решеток.

Предлагаемое изобретение может обладать также следующими дополнительными признаками:

- указанные упругие средства содержат U-образный упругий элемент с двумя плечами;

- вогнутость указанного упругого элемента обращена в сторону верхней по потоку части указанной гондолы, что обеспечивает повышенную устойчивость упругого элемента к воздействию усилий отрыва, создаваемых штангой;

- указанные упругие средства содержат упругий элемент, работающий на кручение;

- указанная штанга соединена с указанными упругими средствами посредством соединительного штифта, причем указанные упругие средства содержат стенки с продолговатыми отверстиями, выполненными с возможностью вмещения концов данного штифта и с возможностью удержания указанного штифта в случае разрушения упругого элемента;

- указанные упругие средства закреплены в выемке, выполненной на поверхности указанного неподвижного внутреннего элемента, обращенной в сторону указанного турбореактивного двигателя, причем указанная выемка снабжена отверстием, обеспечивающим проход указанной штанги;

- в случае изготовления указанного неподвижного внутреннего элемента из слоистого композитного материала указанная выемка выполнена в монолитном участке данного материала;

- указанная выемка обрамлена бортиком, охватываемым, в свою очередь, теплоизоляционным слоем, расположенным на поверхности указанного неподвижного внутреннего элемента, обращенной в сторону указанного турбореактивного двигателя;

- на указанном бортике закреплена защитная крышка;

- указанные упругие средства содержат упор, обеспечивающий ограничение деформации при работе в режиме обратной тяги.

В настоящем изобретении заявлена также гондола для турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая по меньшей мере одно из устройств в соответствии с изложенными выше признаками.

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения подробно раскрыты в нижеследующем описании, приводимом со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

- на фиг.1 изображено осевое поперечное сечение решетчатого реверсора тяги, содержащего предлагаемое устройство, причем данный реверсор изображен в положении, соответствующем работе в режиме прямой тяги;

- на фиг.2 приведено изображение, аналогичное фиг.1, причем реверсор тяги изображен в положении, соответствующем работе в режиме обратной тяги;

- на фиг.3 изображен выносной элемент III с фиг.2;

- на фиг.4 приведено изображение, аналогичное фиг.3 и соответствующее другому варианту выполнения предлагаемого устройства;

- на фиг.5 изображена аксонометрическая проекция первого варианта выполнения упругого элемента в предлагаемом устройстве;

- на фиг.6 изображена аксонометрическая проекция второго варианта выполнения упругого элемента в предлагаемом устройстве с иллюстрацией в частично разобранном виде;

- на фиг.7 изображен вид в разрезе по плоскости VII с фиг.3, причем предлагаемое устройство содержит упругий элемент с фиг.6;

- на фиг.8 изображен вид, аналогичный виду с фиг.7 и иллюстрирующий предлагаемое устройство в случае разрушения упругого элемента.

На всех указанных чертежах одинаковые или сходные компоненты или узлы имеют одинаковые или сходные обозначения.

На всех указанных чертежах имеется обозначение XYZ, соответствующее продольной, поперечной и вертикальной осям гондолы.

Следует отметить, что ось Х направлена в сторону верхней по потоку части гондолы относительно направления воздушного потока, проходящего через данную гондолу в процессе эксплуатации.

На фиг.1 изображен решетчатый реверсор тяги, содержащий, как и во всех известных конструкциях, капот 1, установленный с возможностью скользящего перемещения относительно неподвижного конструктивного элемента, содержащего неподвижную переднюю раму 3 и неподвижный внутренний элемент 5.

Как во всех известных конструкциях, сдвигаемый капот и неподвижный внутренний элемент 5 образуют кольцевой тракт 7 для циркуляции холодного воздуха.

При нормальном режиме эксплуатации, то есть при крейсерском полете, холодный воздух циркулирует, как показано на фиг.1 стрелкой 9, по указанному тракту 7, то есть вдоль внутренней стенки капота 1 и вдоль неподвижного внутреннего элемента 5.

В данном режиме эксплуатации холодный воздух 9 добавляется к горячему воздуху, выходящему из турбореактивного двигателя 10, что способствует созданию тяги летательного аппарата (не показан).

Как показано на фиг.2, при работе в режиме обратной тяги сдвигаемый капот 1 смещается под действием привода, например гидравлического силового цилиндра (не показан), в сторону нижней по потоку части турбореактивного двигателя, то есть вправо по фиг.2.

Результатом указанного смещения является перекрытие кольцевого тракта 7 группой створок 13, распределенных по всей периферии данного тракта (на фиг.1 и 2 показана только одна из этих створок), а также переориентация потока холодного воздуха в сторону верхней по потоку части гондолы через отклоняющие решетки 14, согласно направлению стрелки 9' на фиг.2.

Каждая створка 13 установлена поворотно на сдвигаемом капоте 1. При этом предусмотрена возможность перемещения указанной створки из положения с фиг.1, в котором данная створка расположена в выступающем участке внутренней стенки сдвигаемого капота 1, в положение перекрытия с фиг.2, в котором данная створка расположена поперек тракта 7 холодного воздуха. Перемещение происходит под действием штанги 15, концы которой установлены с возможностью поворота соответственно на неподвижном внутреннем элементе 5 и на створке 13.

В предлагаемом изобретении штанга 15 взаимодействует с неподвижным внутренним элементом 5 посредством упругого элемента 17, что подробно показано на фиг.3 и 4.

Указанный упругий элемент 17 установлен в выемке 19 неподвижного внутреннего элемента 5, причем данная выемка обращена в сторону турбореактивного двигателя 10.

В случае изготовления неподвижного внутреннего элемента 15 из слоистого композитного материала, например, содержащего, в частности, внутренний и внешний слои и ячеистую сердцевину и обеспечивающего звукопоглощение, указанную выемку 19 можно выполнить в монолитном участке данного материала, то есть на том участке, на котором указанные внутренний и внешний слои плотно сцеплены непосредственно друг с другом при отсутствии сердцевины.

Такой монолитный участок не обладает звукопоглощающими свойствами, но обладает значительной жесткостью, способствующей надежному закреплению упругого элемента 17.

В приведенном на фиг.5 первом варианте выполнения изображен витой упругий элемент 17, устанавливаемый на физической оси 21, которая, в свою очередь, установлена на опоре 23, закрепленной в выемке 19 неподвижного элемента 5 посредством пластины 25.

Лапка 27 упругого элемента 17 оказывает упругое возвратное усилие на скобу 29, установленную с возможностью поворота на физической оси 21. При этом указанная скоба имеет две ветви 31 а, 31 b, в каждой из которых выполнено отверстие 33, предназначенное для размещения штифта (не показан), на котором установлен конец штанги 15, проходящий через неподвижный внутренний элемент 5 по существу в центре выемки 19.

На упомянутой пластине 25 закреплены две стенки 35а, 35b, в которых выполнены продолговатые отверстия, обозначенные соответственно 37а и 37b и расположенные напротив отверстий 33, выполненных в скобе 29.

В приведенном на фиг.6 другом варианте выполнения упругий элемент 17 имеет U-образную форму, а именно содержит два плеча 39а, 39b, которые соединены друг с другом пластиной 25, закрепленной внутри выемки 19. Упругий элемент подобного типа описан в патентном документе FR 2920197.

На каждом плече 39а, 39b установлены соответственно опоры 41а, 41b, в каждой из которых выполнено отверстие 33, предназначенное для размещения штифта 43, на котором установлен конец штанги 15.

Как и в предыдущем варианте выполнения, в двух стенках 35а, 35b выполнены продолговатые отверстия, обозначенные соответственно 37а и 37b и расположенные напротив отверстий 33, выполненных в опорах 41а, 41b. Указанные стенки 35а, 35b закреплены на упругом элементе или выполнены в виде единой детали с упругим элементом.

На фиг.7 и 8 показано, что в предпочтительном варианте выполнения штифт 43 имеет головку 45 и стержень с резьбовым концом 47, на который навинчена гайка 49.

В предлагаемой конструкции предусмотрены также кольца 51, 53, одно из которых установлено между головкой 45 и опорой 41а, а второе - между опорой 41b и гайкой 49.

Указанные кольца 51, 53 обеспечивают центрирование и, соответственно, непрерывный ход двух концов штифта 43 в продолговатых отверстиях 37а, 37b.

Таким образом, как показано на фиг.8, в случае разрушения упругого элемента 17, в частности, в области сгиба двух упомянутых U-образных плеч штифт 43 упирается в края отверстий 37а, 37b, что позволяет удерживать данный штифт и, следовательно, штангу 15, предотвращая отделение указанной штанги и ее качание в тракте 7 циркуляции холодного воздуха.

Следует отметить, что в варианте с фиг.5 выполнение указанной функции блокировки при разрушении упругого элемента 17 обеспечено аналогичным образом стенками 35а, 35b и их соответствующими продолговатыми отверстиями 37а, 37b.

Следует также отметить, что в соответствии с двумя вариантами выполнения, представленными на фиг.5 и 6, продолговатые отверстия 37а, 37b также обеспечивают направленное перемещение штифта 43, благодаря чему предотвращено нарушение центрирования конца штанги 15.

Возвращаясь к фиг.3 и 4, можно видеть, что неподвижный внутренний элемент содержит также теплоизоляционный слой 55 со стороны турбореактивного двигателя 10.

При этом по краю выемки 19 закреплен бортик (или рамка) 57, обрамляемый по периферии указанным теплоизоляционным слоем 55.

В предпочтительном варианте выполнения на указанном бортике 57 закреплена защитная и уплотняющая крышка 59, защищенная, в свою очередь, собственной термопрокладкой 61 и обеспечивающая защиту выемки 19, в которой расположен упругий элемент 17.

Может быть предусмотрена единственная локальная крышка, предназначенная для одного отверстия, или же крышка может закрывать все отверстия или их часть. Такая крышка закреплена крепежными средствами, обеспечивающими герметичность и беспрепятственный доступ к выемке 19.

На фиг.3 и 4 стрелка 63 обозначает направление действия сил, прикладываемых штангой 15 к упругому элементу 17 в режиме обратной тяги, в котором каждая створка 13 находится поперек тракта 7 холодного воздуха.

Для ограничения действия указанных сил, прикладываемых штангой 15 к упругому элементу 17 в этой конфигурации, предусмотрена возможность такого конструктивного выполнения упругого элемента 17, при котором штифт 43 упирается в пластину 25, как показано на фиг.3, или при котором пластина 25 содержит упор 64, обеспечивающий блокировку штифта 43 под действием тянущего усилия со стороны штанги 15: это позволяет полностью исключить возможность отрыва упругого элемента 27.

Таким образом, в свете приведенного описания, в предлагаемом устройстве средства упругой связи между штангой 15 и соседними компонентами смещены в неподвижный внутренний элемент 5, благодаря чему обеспечено уменьшение размеров зоны соединения указанной штанги 15 с соответствующей створкой 13 реверсора тяги, что позволяет получить гондолу с заданной точностью аэродинамических обводов.

Настоящее изобретение не ограничено описанными вариантами выполнения, приведенными исключительно в качестве примера.

1. Устройство для размещения по меньшей мере одной штанги (15) створок (13) реверсора тяги на неподвижном внутреннем элементе гондолы турбореактивного двигателя, в котором указанная штанга соединена с указанным неподвижным внутренним элементом при помощи упругих средств, содержащих упругий элемент (17).

2. Устройство по п.1, в котором указанный упругий элемент (17) представляет собой U-образный упругий элемент с двумя плечами (39а, 39b).

3. Устройство по п.2, в котором вогнутость указанного упругого элемента (17) обращена в сторону верхней по потоку части указанной гондолы.

4. Устройство по п.1, в котором указанный упругий элемент (17) представляет собой упругий элемент, работающий на кручение.

5. Устройство по любому из пп.1-4, в котором указанная штанга (15) соединена с указанным упругим элементом (17) посредством соединительного штифта (43), причем стенки (35а, 35b) имеют продолговатые отверстия (37а, 37b), выполненные с возможностью вмещения концов указанного штифта (43) и с возможностью удержания указанного штифта в случае разрушения упругого элемента (17).

6. Устройство по п.1, в котором указанный упругий элемент (17) закреплен в выемке (19), выполненной на поверхности указанного неподвижного внутреннего элемента (5), обращенной в сторону указанного турбореактивного двигателя, причем указанная выемка снабжена отверстием, обеспечивающим проход указанной штанги (15).

7. Устройство по п.6, в котором в случае изготовления указанного неподвижного внутреннего элемента (5) из слоистого композитного материала указанная выемка (19) выполнена в монолитном участке данного материала.

8. Устройство по п.7, в котором указанная выемка (19) обрамлена бортиком (57), охватываемым, в свою очередь, теплоизоляционным слоем (55), расположенным на поверхности указанного неподвижного внутреннего элемента (5), обращенной в сторону указанного турбореактивного двигателя (10).

9. Устройство по п.7, в котором на указанном бортике (57) закреплена защитная крышка (59).

10. Устройство по любому из пп.1-4, 6-9, содержащее упор (64), обеспечивающий ограничение деформации при работе в режиме обратной тяги.

11. Гондола для турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая по меньшей мере одно из устройств по любому из пп.1-10.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит подлежащий охлаждению компонент и узел охлаждения для указанного компонента.

Группа изобретений относится к узлу (1) передней кромки, воздухозаборнику и гондоле летательного аппарата. Узел (1) передней кромки для воздухозаборника гондолы летательного аппарата включает переднюю кромку (2) и внутреннюю перегородку (3), ограничивающую внутри указанной передней кромки (2) продольное отделение (5).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов. Хвостовая часть самолета содержит каркас с обшивкой, однокилевое оперение, реактивный двигатель, по меньшей мере одну полую продольно прикрепленную к каркасу консоль с закрепленным на ее конце снизу двигателем.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам тепловой защиты двигателей ЛА. Способ установки теплоизоляционной подушки на неподвижный элемент гондолы турбореактивного двигателя заключается в нанесении связующего вещества на указанный слой или внутреннюю облицовку внутреннего неподвижного элемента гондолы.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборной конструкции гондолы. Гондола содержит воздухозаборную конструкцию (1), внутреннюю панель (11) и наружную панель (10), при этом для раскрытия воздухозаборной конструкции (1) наружная панель (10) выполнена с возможностью перемещения посредством направляющих (30).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к люку сброса избыточного давления (21), устанавливаемому на стенке (23) гондолы (1) турбореактивного двигателя (5).

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику для гондолы летательного аппарата. Воздухозаборник для гондолы летательного аппарата содержит кожух (19), выполненный с возможностью установки на корпус (15) вентилятора турбореактивного двигателя (1), причем указанный кожух (19) имеет размеры, обеспечивающие наличие периферийного зазора (J, J', J'') между кожухом (19) и корпусом (15).

Изобретение относится к реверсивным устройствам турбореактивных двигателей. Гондола двигателя содержит переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию и заднюю секцию, снабженную системой реверса тяги.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам авиационных двигателей. Гондола авиационного двигателя содержит неподвижную переднюю раму, капот реверсора тяги, силовые цилиндры реверсора тяги, сопло изменяемой геометрии, приводные и трансмиссионные валы. Капот реверсора тяги установлен с возможностью скольжения относительно передней рамы между положениями прямой и обратной тяги. Приводные валы установлены с возможностью отсоединения трансмиссионных валов при перемещении капота вниз по потоку в положение обратной тяги. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам крепления систем самолета. Устройство крепления баллона содержит опоры и ленточные хомуты с замками. Опоры выполнены раздельными, левыми и правыми, относительно движения транспортного средства и имеют наклонные поверхности, предназначенные для ограничительного контакта с нижнебоковыми поверхностями баллона. Опоры скреплены с соответствующими левыми и правыми, относительно направления движения транспортного средства, раздельными частями переднего, промежуточного и заднего, относительно направления движения транспортного средства, ленточных хомутов. Достигаются повышение надежности крепления и минимизация веса конструкции крепления. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх