Узел авиационного двигателя



Узел авиационного двигателя
Узел авиационного двигателя
Узел авиационного двигателя
Узел авиационного двигателя
Узел авиационного двигателя

 


Владельцы патента RU 2570181:

ЭРСЕЛЬ (FR)

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.

 

Настоящее изобретение относится к узлу авиационного двигателя и к способу изготовления такого узла.

Гондола авиационного двигателя содержит, как правило, воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, содержащую средства реверса тяги, причем задняя секция охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя и заканчивается обычно реактивным соплом, причем выходное отверстие указанного сопла расположено за турбореактивным двигателем.

Воздухозаборник содержит, с одной стороны, входную кромку, предназначенную для оптимального улавливания в турбореактивном двигателе воздуха, подаваемого на вентилятор и во внутренние компрессоры данного двигателя, и, с другой стороны, выходной конструктивный элемент, на котором закреплена указанная входная кромка и который предназначен для направленной подачи воздуха на лопасти вентилятора.

Указанный выходной элемент содержит, в частности, внутреннюю кольцевую стенку 1, изображенную на фиг.1 и 2, и внешний капот (не показан), расположенный со смещением в радиальном направлении на определенное расстояние от внутренней стенки 1.

В направлении, параллельном продольной оси турбореактивного двигателя, внутренняя стенка 1 воздухозаборника имеет продолжение в виде кожуха вентилятора, причем указанный кожух принадлежит к средней секции гондолы.

На заднем конце внутренней стенки 1 воздухозаборника и на передней кромке кожуха вентилятора расположены внешние соединительные фланцы 2, 3, обеспечивающие возможность сборки указанного воздухозаборника и кожуха вентилятора при помощи крепежных элементов, например, винтов 4 или болтов.

На фиг.1 и 2 изображены известные из уровня техники воздухозаборники, в которых соединительный фланец 2 закреплен за звукопоглощающей панелью внутренней стенки 1 в направлении потока или на самой звукопоглощающей панели с помощью элементов 5 болтового соединения.

Наличие элементов 5 болтового соединения требует локального упрочнения в плоскости фланца, что влияет на массу воздухозаборника.

Кроме того, такая конструкция ограничивает размеры звукопоглощающей панели внутренней стенки 1 воздухозаборника для того, чтобы исключить повреждение указанной панели, обуславливаемое схемой расположения элементов 5 болтового соединения, изображенной на фиг.1.

Из уровня техники известны также воздухозаборники, в которых внутренняя стенка и соответствующий соединительный фланец, обеспечивающий соединение с кожухом вентилятора, выполнены в виде единой детали из композитного материала.

Однако в таких конструкциях происходит межслойный сдвиг в клеевом соединении между фланцем и звукопоглощающей панелью внутренней стенки.

Поэтому существует опасность расслоения композитной детали, что существенно снижает механическую прочность внутренней стенки воздухозаборника и даже вызывает разрушение данной стенки.

Задача данного изобретения состоит в устранении указанных недостатков.

Для решения указанной задачи в настоящем изобретении предложен узел авиационного двигателя, содержащий первое кольцо, предназначенное для соединения со вторым кольцом, и первый соединительный фланец, предназначенный для соединения с соответствующим вторым соединительным фланцем, закрепленным на втором кольце, причем указанный первый соединительный фланец содержит участок, образующий плоскую поверхность, проходящую в радиальном направлении относительно первого кольца, причем указанный узел отличается тем, что зона соединения между первым кольцом и соответствующим соединительным фланцем смещена от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо при заданных условиях эксплуатации предлагаемого узла.

Благодаря настоящему изобретению удается избежать расслоения между первым кольцом и соединительным фланцем в зависимости от того, насколько при упомянутом расстоянии устранено напряжение в соединении между указанным кольцом и соответствующим соединительным фланцем.

В частных вариантах изобретения заявляемый узел характеризуется одним или более из следующих признаков, выбираемых отдельно или в любой технически возможной комбинации:

- первое кольцо, представляющее собой внутреннее кольцо воздухозаборника гондолы, и/или расположенного в гондоле реверсора тяги, и/или кожуха вентилятора турбореактивного двигателя;

- расстояние l, обеспечивающее гашение указанного момента, определяют по следующей формуле (1):

( 1 ) l = R × e 3 × ( 1 ν 2 ) 1 4 ,

где R и е - соответственно радиус и толщина первого кольца, а v - коэффициент Пуассона материала первого кольца, расположенного под прямым углом к плоской поверхности фланца;

- первое кольцо и первый соответствующий соединительный фланец выполнены в виде единой детали из композитного материала;

- первый соединительный фланец выполнен из металла;

- первое кольцо дополнительно содержит переходный уголок, предназначенный для установки между первым фланцем и первым кольцом под прямым углом к плоской поверхности первого фланца;

- первое кольцо дополнительно содержит упрочняющую пластину, наложенную на соединительный фланец.

В настоящем изобретении заявлен также способ изготовления описанного узла, предусматривающий этап, на котором зону соединения между первым кольцом и соответствующим соединительным фланцем смещают от поверхности фланца на расстояние, обеспечивающее гашение момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо при заданных условиях эксплуатации предлагаемого узла.

Другие признаки и преимущества предлагаемого изобретения подробно раскрыты в следующем описании вариантов изобретения, представленных в качестве примеров, не имеющих ограничительного характера и приведенных со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

на фиг.1 и 2 изображен частичный разрез двух узлов, содержащих воздухозаборник и кожух вентилятора и выполненных в соответствии с известным уровнем техники;

на фиг.3 изображен частичный разрез заявляемого узла, содержащего воздухозаборник и кожух вентилятора и выполненного по одному из вариантов настоящего изобретения;

на фиг.4 изображен подробный разрез, иллюстрирующий способ изготовления соединительного фланца кольца, входящего в состав узла по фиг.3;

на фиг.5 изображена частичная аксонометрическая проекция кольца узла по фиг.3, на которой показаны различные потоки сил, действующих на данное кольцо.

Гондола авиационного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, охватывающую турбореактивный двигатель и содержащую, как правило, реверсор тяги.

Воздухозаборник разделен на две зоны - кольцеобразную входную кромку с аэродинамическим профилем, приспособленным для оптимального улавливания в турбореактивном двигателе воздуха, подаваемого на вентилятор и во внутренние компрессоры турбореактивного двигателя, с одной стороны, и выходной конструктивный элемент, содержащий внутреннее кольцо и кольцеобразный внешний капот, расположенный со смещением в радиальном направлении на определенное расстояние относительно указанного внутреннего кольца, с другой стороны, причем указанная входная кромка закреплена на внутреннем кольце, предназначенном для направленной подачи воздуха на вентилятор.

На фиг.3 такое кольцо обозначено номером 10.

Внутреннее кольцо 10 воздухозаборника обрабатывают известным образом для получения звукопоглощающего конструктивного элемента 11, ослабляющего звуковые волны.

В состав данного элемента может входить внутренний воздухопроницаемый слой, внешний воздухопроницаемый слой и ячеистая сердцевина.

В других вариантах изобретения ячеистую сердцевину заменяют поропластом или микросферическими частицами.

Упомянутая средняя секция содержит, с одной стороны, внутренний кожух 20, охватывающий вентилятор турбореактивного двигателя и переходящий во внутреннее кольцо 10 воздухозаборника, и, с другой стороны, наружный конструктивный элемент, обеспечивающий обтекание кожуха, переходящего во внешний капот воздухозаборника.

Внутреннее кольцо 10 закрепляют на корпусе вентилятора 20 по плоскости сопряжения, обозначенной буквой А, с помощью внешних кольцевых соединительных фланцев 30, 40, установленных соответственно на выходном конце внутреннего кольца 10 и на входном конце кожуха 20 вентилятора.

Каждый соединительный фланец 30, 40 содержит первый соединительный участок 31, образующий собственно фланец и проходящий в радиальном направлении, и второй трубчатый соединительный участок 32, имеющий по существу цилиндрическую форму и проходящий в направлении продольной оси газотурбинного двигателя, причем продольное сечение соединительного фланца имеет форму латинской буквы L.

Однако возможны другие варианты выполнения соединительных фланцев.

Соединительные фланцы 30, 40, проходящие наружу от внешней поверхности внутреннего кольца 10 воздухозаборника и от внешней поверхности кожуха 20 вентилятора, прижимают друг к другу с помощью соответствующих крепежных средств, устанавливаемых параллельно продольной оси турбореактивного двигателя в соосных сквозных отверстиях, выполненных в соединительных фланцах 30, 40.

Таким образом, соединительный фланец 30 внутреннего кольца 10 соединен с соединительным фланцем 40 кожуха 20 по плоскости сопряжения А любыми известными средствами (не показаны на фиг.3), например с помощью болтов.

Независимо от используемого варианта изобретения предусмотрена возможность соединения различных соединительных фланцев 30, 40 с помощью центрирующих средств, обеспечивающих соосность воздухозаборника и кожуха 20 вентилятора.

На фиг.3 приведен вариант изобретения, предусматривающий закрепление соединительного участка 32 фланца 30, соответствующего внутреннему кольцу 10 воздухозаборника, на указанном кольце 10.

При этом второй соединительный участок 32 образует одну деталь из композитного материала вместе с внутренним кольцом 10 воздухозаборника.

Преимущество данного варианта изобретения состоит в устранении необходимости применения любых крепежных средств, например винтов или болтов, способных изменить звукопоглощающие характеристики внутреннего кольца 10.

В соответствии с предлагаемым изобретением зона соединения между внутренним кольцом 10 и соответствующим соединительным фланцем 30 смещена от первого участка 31 фланца 30 на расстояние, зависящее от величины момента, создаваемого потоками сил, проходящих через указанное внутреннее кольцо при заданных условиях эксплуатации гондолы.

Под указанными условиями понимают условия работы турбореактивного двигателя при эксплуатации летательного аппарата на этапах взлета, полета, посадки, а также на земле.

Нагружение клеевого соединения между фланцем 30 и звукопоглощающей панелью 11 внутреннего кольца 10 силами, вызывающими растяжение, сжатие и сдвиг в плоскости, создает в данном соединении изгибающий момент, приводящий к межслойному сдвигу.

На фиг.5 изображена схема нагружения клеевого соединения между фланцем 30 и звукопоглощающей панелью внутреннего кольца 10 потоками сил, действующих в кольце 10. На данной схеме растяжение и осевое сжатие обозначено буквой t, растяжение и кольцевое сжатие обозначено буквой f, a сдвиг в плоскости обозначен t12 и двумя соответствующими стрелками, причем сдвиг происходит в стенке кольца 10.

Растяжение и осевое сжатие создает в рассматриваемом соединении изгибающий момент, приводящий к межслойному сдвигу в зоне контакта фланца 30 и кольца 10.

Соединение между соединительным фланцем 30 и внутренним кольцом 10 воздухозаборника выполняют с конструктивным соблюдением расстояния l, обеспечивающего гашение упомянутого момента.

Указанное расстояние l определяют по следующей формуле:

( 1 ) l = R × e 3 × ( 1 ν 2 ) 1 4 ,

где

R - радиус кольца,

е - толщина кольца,

v - коэффициент Пуассона материала, используемого для изготовления кольца на первом участке фланца.

В примере предлагаемого изобретения, не имеющем ограничительного характера, при применении квазиизотропной структуры, т.е. при равенстве количества слоев с углом 45° и количества слоев с углом 0°, расстояние l, обеспечивающее гашение изгибающего момента, определяют по следующей приближенной формуле (2):

( 2 ) l = 0.8 × R × e .

В примере предлагаемого изобретения, не имеющем ограничительного характера, при использовании узкого корпуса, расстояние l обеспечивающее гашение указанного момента, составляет около 50 мм.

В варианте изобретения, представленном на фиг.3, соединительный фланец 30 выполнен из композитного материала.

Следует отметить, что расстояние l, обеспечивающее гашение указанного момента, соответствует расстоянию, при котором указанный момент становится пренебрежимо малым.

Соответственно, при конструктивном обеспечении такого расстояния отсутствует изгибающая нагрузка в соединении между внутренним кольцом 10 и соответствующим соединительным фланцем 30, что позволяет уменьшить возможность расслоения, особенно при изготовлении рассматриваемых деталей из композитных материалов.

В результате звукопоглощающая панель внутреннего кольца 10 не подвержена воздействию изгибающих сил, создаваемых на соединительном фланце 30.

Указанное соединение обеспечивает возможность объединения соединительного фланца 30 со звукопоглощающей панелью 11 внутреннего кольца 10, что позволяет исключить акустические стыковые зоны, работающие в качестве акустического моста.

Таким образом, улучшены акустические характеристики внутреннего кольца 10.

Указанное соединение обеспечивает также возможность применения звукопоглощающей панели 11 с низкой плотностью ячеек, расположенных под прямым углом к соединительному фланцу 30. Преимущество такой конструкции состоит в уменьшении массы панели 11 и в увеличении звукопоглощающей поверхности указанной панели.

В другом варианте изобретения изготовленный из металла соединительный фланец 30 соединен с внутренним кольцом 10 с соблюдением расстояния l, обеспечивающего гашение изгибающего момента.

Если в требованиях к конструктивной прочности соединительного фланца 30 оговорена необходимость упрочнения, то, как показано на фиг.3 и 4, на первом соединительном участке 31 фланца 30, соответствующем внутреннему кольцу 10, закрепляют упрочняющую пластину 33 при помощи подходящего средства.

В другом варианте изобретения предусмотрена вставка переходного уголка 34 между внутренним кольцом 10 и соединительным фланцем 30 под прямым углом к первому соединительному участку 31 фланца 30.

Указанный уголок устанавливают в зоне перехода между внутренним кольцом 10 и вторым соединительным участком 32 фланца 30.

В примере предлагаемого изобретения, не имеющем ограничительного характера, поперечное сечение уголка 34 имеет в целом треугольную форму.

Указанный уголок изготавливают из стекловолокна или углеродного волокна, а также из заливочной смолы.

В другом варианте изобретения указанный уголок изготавливают с применением технологии пултрузии.

Преимущество использования переходного уголка 34 состоит в улучшении состояния материала в переходной зоне между фланцем 30 и кольцом 10, что позволяет исключить деформацию указанного материала, расположенного в рассматриваемой зоне.

Кроме того, наличие данного уголка устраняет концентрацию напряжений в рассматриваемой переходной зоне.

На фиг.4 показано изготовление соединительного фланца 30 на внутреннем кольце 10 воздухозаборника. При данном изготовлении в соответствующем месте устанавливают контрэлемент 35, имеющий форму, согласованную с формой сопрягаемого соединительного фланца 30. Указанному фланцу придают необходимую форму с обеспечением симметричности относительно устанавливаемого контрэлемента.

Более точно, контрэлемент 35 устанавливают за термообработанным задним слоем 36 соединительного фланца 30.

Для установки данного контрэлемента применяют набор инструментов, известный из уровня техники и поэтому не рассматриваемый более подробно.

Как показано на фиг. 4, соединительный фланец 30 также содержит разрушаемые слои 37, устанавливаемые за задним слоем 36.

На последующем этапе сборки соединительный фланец 30 накладывают на сборочный узел, содержащий контрэлемент 35 и задний слой 36.

Очевидно, что предлагаемое изобретение не ограничено исключительно вариантами выполнения данной гондолы, приведенными выше в качестве примеров. Напротив, предлагаемое изобретение охватывает все другие модификации.

Таким образом, предлагаемое изобретение применимо для любого кольца в узле авиационного двигателя, содержащем соединительный фланец, в частности, для установленного в гондоле реверсора тяги и/или для корпуса, охватывающего вентилятор турбореактивного двигателя и содержащего звукопоглощающий конструктивный элемент, а также для соответствующего соединительного фланца.

1. Узел авиационного двигателя, содержащий первое кольцо (10), предназначенное для соединения со вторым кольцом (20), и первый соединительный фланец (30), предназначенный для соединения с соответствующим вторым соединительным фланцем (40), закрепленным на втором кольце (20), причем указанный первый соединительный фланец содержит участок (31), образующий плоскую поверхность, проходящую в радиальном направлении относительно первого кольца (10), отличающийся тем, что зона соединения между первым кольцом (10) и соответствующим соединительным фланцем (30) смещена от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение вызывающего сдвиг изгибающего момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо.

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что первое кольцо (10) является внутренним кольцом воздухозаборника гондолы, и/или установленного в гондоле реверсора тяги, и/или кожуха вентилятора турбореактивного двигателя.

3. Узел по п.1, отличающийся тем, что расстояние l, обеспечивающее гашение указанного момента, определяют по следующей формуле (1):
( 1 ) l = R × e 3 × ( 1 ν 2 ) 1 4 ,
где R и е - соответственно радиус и толщина первого кольца (10), a v - коэффициент Пуассона материала первого кольца (10), расположенного под прямым углом к плоской поверхности фланца.

4. Узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что первое кольцо (10) и соответствующий первый соединительный фланец (30) выполнены в виде единой детали из композитного материала.

5. Гондола по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что первый соединительный фланец (30) выполнен из металла.

6. Узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что первое кольцо (10) дополнительно содержит переходный уголок (34), предназначенный для установки между упомянутым фланцем и первым кольцом (10) под прямым углом к плоской поверхности фланца.

7. Узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что первое кольцо (10) дополнительно содержит упрочняющую пластину (33), наложенную на первый соединительный фланец (30).

8. Способ изготовления узла по любому из пп.1-7, предусматривающий этап, на котором зону соединения между первым кольцом (10) и первым соединительным фланцем (30) смещают от указанной плоской поверхности на расстояние, обеспечивающее гашение вызывающего сдвиг изгибающего момента, создаваемого потоками сил, проходящими через указанное первое кольцо.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции.

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.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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, 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