Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата



Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата
Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2577741:

ЭРСЕЛЬ (FR)

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.

 

Данное изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, а также к летательному аппарату, содержащему такую гондолу.

Летательный аппарат приводят в движение посредством нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых расположен в гондоле, в которой также расположен набор вспомогательных приводных устройств, связанных с ее работой и выполняющих различные функции в процессе работы турбореактивного двигателя или во время, когда он остановлен. Данные вспомогательные приводные устройства содержат, в частности, механическую систему привода реверсора тяги.

Гондола имеет, как правило, трубчатую конструкцию с продольной осью, содержащую воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, предназначенную для схватывания вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, содержащую средство реверса тяги и предназначенную для схватывания камеры сгорания турбореактивного двигателя. Трубчатая конструкция обычно заканчивается реактивным соплом, выход которого расположен за турбореактивным двигателем.

Гондола обычно имеет также верхнюю часть, предназначенную для приема крепежного пилона, обеспечивающего возможность крепления гондолы и турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата.

В нижеследующем описании слово «задний» соотнесено с направлением, соответствующим направлению потока холодного воздуха, проходящего через турбореактивный двигатель. Термин «передний» относится к противоположному направлению.

Современные гондолы предназначены для расположения в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать, посредством вращающихся лопастей вентилятора, горячий воздушный поток (также называемый «первичным потоком»), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и холодный воздушный поток («вторичный поток»), циркулирующий снаружи от турбореактивного двигателя по кольцевому каналу, также называемому «трактом».

Турбореактивный двигатель имеет, как правило, так называемую «переднюю» часть, содержащую лопасти вентилятора, и так называемую «заднюю» часть, в которой расположен газогенератор.

Задняя секция гондолы для такого двигателя имеет обычно наружную конструкцию, так называемую «наружную неподвижную конструкцию» (OFS), и концентричную внутреннюю конструкцию, так называемую «внутреннюю неподвижную конструкцию» (IFS), охватывающую конструкцию двигателя по существу за вентилятором. Внутренняя и наружная конструкции определяют тракт, предназначенный для обеспечения направленной циркуляции холодного воздушного потока снаружи от двигателя. Наружная конструкция в ряде случаев включает в себя реверсор тяги, содержащий один или большее количество капотов, скользящих вдоль продольной оси гондолы между положением, в котором возможен выход обратного воздушного потока, и положением, предотвращающим такой выход.

Такой реверсор тяги обеспечивает возможность уменьшения тормозного пути летательного аппарата при его посадке благодаря обратному воздушному потоку.

Также крыло самолета обычно снабжено спойлерами, обеспечивающими возможность направления летательного аппарата. Спойлер расположен на передней поверхности крыла. Когда спойлер находится в опущенном положении, он оказывается расположенным очень близко к гондоле, а точнее в зоне ее крепления под крылом летательного аппарата, только со стороны гондолы.

Из-за этого возникает вероятность создания физического взаимодействия, а также аэродинамического взаимодействия со скользящим капотом реверсора тяги, когда скользящий капот скользит в направлении положения, соответствующего режиму обратной тяги.

Одно их предложенных решений, направленных на устранение упомянутого взаимодействия, состоит в том, чтобы сделать неподвижной верхнюю часть гондолы, а именно ее верхнюю часть, соответствующую зоне ее крепления под крылом летательного аппарата, с одновременным увеличением ширины внутренней неподвижной конструкции.

Поскольку летательный аппарат имеет симметричную конфигурацию, все монтируемые на нем гондолы подвержены влиянию упомянутого явления взаимодействия, поэтому все они имеют зону, неподвижную относительно реверсора тяги, по обе стороны от верхней части гондолы.

Таким образом, неподвижная зона гондолы не участвует в формировании характеристик реверса тяги. Для устранения данного недостатка необходимо увеличивать длину хода реверсора тяги.

При такой модификации возрастает масса гондолы и снижается эффективность обратной тяги.

Таким образом, одна из задач данного изобретения состоит в разработке гондолы, свободной от перечисленных выше недостатков.

Для этого, согласно первому аспекту, данное изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащей переднюю секцию, предназначенную для прохода через нее воздушного потока, среднюю секцию, предназначенную для схватывания вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, содержащую внутреннюю конструкцию и наружную конструкцию, ограничивающие собой тракт, предназначенный для прохождения через него воздушного потока, причем наружная конструкция содержит по меньшей мере один капот, смонтированный на внутренней конструкции и выполненный с возможностью перемещения вдоль продольной оси гондолы так, чтобы обеспечивать отвод по меньшей мере части воздушного потока, циркулирующего в тракте в режиме реверса тяги гондолы, при этом гондола имеет также верхнюю часть, предназначенную для приема крепежного пилона для крыла летательного аппарата,

при этом упомянутая гондола содержит:

- по меньшей мере одну первую панель, смонтированную на внутренней конструкции с одной стороны гондолы относительно верхней части и предназначенную для осуществления более значительного физического взаимодействия с элементом крыла, чем другая сторона гондолы, причем упомянутая панель расположена таким образом, чтобы ограничивать физическое взаимодействие упомянутого капота с упомянутым элементом крыла в процессе реверса тяги, и

- по меньшей мере одну вторую панель, смонтированную с другой стороны гондолы относительно верхней части, причем упомянутая панель расположена таким образом, чтобы максимально увеличить объем воздуха, выпускаемого с другой стороны гондолы в режиме реверса тяги.

Благодаря наличию первой и второй панелей предлагаемая гондола имеет преимущество, заключающееся в возможности увеличения доступной поверхности для воздушного потока, выпускаемого в процессе реверса тяги, в частности, с той стороны гондолы, где воздушный поток не испытывает взаимодействия с отдельными элементами крыла. В связи с этим отпадает необходимость в увеличении массы гондолы или в снижении эффективности обратной тяги.

В соответствии с другими признаками изобретения, предлагаемая гондола содержит один или большее количество следующих необязательных признаков, которые можно рассматривать как по отдельности, так и в любых возможных комбинациях:

- упомянутая первая панель выбрана из группы, содержащей: панель, прикрепленную к неподвижной внутренней конструкции и выполненную неподвижной или по меньшей мере частично подвижной относительно данной неподвижной внутренней конструкции, и панель, прикрепленную к упомянутому подвижному капоту и выполненную неподвижной или по меньшей мере частично подвижной относительно упомянутого подвижного капота;

- упомянутая вторая панель выбрана из группы, содержащей: панель, прикрепленную к подвижному капоту, панель, прикрепленную к внутренней конструкции и содержащую по меньшей мере одну часть, выполненную подвижной относительно упомянутой внутренней конструкции, и панель, смонтированную с возможностью перемещения на упомянутом подвижном капоте;

- вторая панель скреплена с упомянутым подвижным капотом: благодаря этому возможно просто и эффективно увеличить поверхность выхода отклоняемого воздушного потока с одной из сторон гондолы;

- предусмотрено средство для предотвращения отказов, предназначенное для индикации положения второй панели на гондоле, что позволяет упростить сборку;

- первая панель и/или вторая панель содержат по меньшей мере одну подвижную часть, конфигурированную для перехода из закрытого положения, предотвращающего выход части воздушного потока, в открытое положение, в котором такой выход возможен, что позволяет еще больше увеличить поверхность выхода воздушного потока;

- подвижная часть первой панели и/или второй панели конфигурирована с возможностью занимать несколько промежуточных положений, что позволяет отрегулировать отклоняемый воздушный поток, в частности, в соответствии с испытываемым взаимодействием;

- подвижная часть смонтирована на внутренней конструкции с возможностью поворота вокруг оси, по существу параллельной оси гондолы;

- подвижная часть соединена с упомянутой внутренней конструкцией посредством шарниров и нескольких соединительных штанг, из которых по меньшей мере одна соединительная штанга фиксирована на подвижной части и на подвижном капоте, а вторая соединительная штанга фиксирована на подвижной части и на внутренней конструкции;

- подвижная часть смонтирована на наружной оболочке упомянутого подвижного капота с возможностью поворота в направлении внутрь него, вокруг оси, выбранной из группы, содержащей ось, по существу параллельную оси гондолы, и ось, по существу перпендикулярную к оси гондолы;

- упомянутая подвижная часть скреплена с наружной оболочкой упомянутого подвижного капота и является подвижной благодаря своей упругости;

- направленное перемещение упомянутой подвижной части осуществляется посредством средства, выбранного из группы, содержащей рельс и кант, скрепленные с балкой, находящейся в верхней части упомянутой гондолы;

- первая и вторая панели имеют по существу симметричную форму относительно верхней части гондолы, что позволяет получить легко взаимозаменяемые панели, что упрощает сборку и работы по техническому обслуживанию гондолы.

Согласно другому аспекту, изобретение относится к летательному аппарату, содержащему крыло и гондолу согласно изобретению, соединенные друг с другом посредством крепежного пилона.

Изобретение более понятно на основании нижеследующего описания, не имеющего ограничительного характера, которое приводится со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых;

на фиг.1 в частичном схематическом разрезе показан вид одного из вариантов осуществления предлагаемой гондолы;

на фиг.2 и 3 сверху в аксонометрии показаны схематические виды первого варианта осуществления предлагаемой гондолы;

на фиг.4 показано увеличенное изображение зоны IV на виде снизу второй панели и подвижного капота варианта осуществления гондолы, показанного на фиг.2;

на фиг.5-9 сверху в аксонометрии показаны схематические виды второго варианта осуществления предлагаемой гондолы;

на фиг.10 по существу спереди в аксонометрии показан вид части внутренней конструкции согласно варианту осуществления гондолы, показанной на фиг.5;

на фиг.11 по существу спереди в аксонометрии показан вид подвижной части внутренней конструкции согласно варианту осуществления гондолы, показанной на фиг.5;

на фиг.12 по существу сбоку в аксонометрии показан вид части внутренней конструкции согласно варианту осуществления гондолы, показанной на фиг.10;

на фиг.13 по существу сбоку в аксонометрии показан вид части подвижного капота согласно варианту осуществления гондолы, показанной на фиг.5;

на фиг.14 по существу сбоку в аксонометрии показан вид части согласно варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.5, когда подвижная часть 136b расположена таким образом, чтобы обеспечить возможность выхода части воздушного потока;

на фиг.15 и 16 в аксонометрии показаны виды другого варианта осуществления изобретения в нормальном режиме и в режиме обратной тяги соответственно;

на фиг.17 и 18 показаны схематические виды средства для обеспечения направленного перемещения подвижной панели, показанной на фиг.15 и 16;

на фиг.18а показан альтернативный вариант осуществления детали зоны Z, показанной на фиг.18;

на фиг.19-25 показаны схематические виды другого средства для обеспечения направленного перемещения подвижной панели, показанной на фиг.15 и 16;

на фиг.26 и 27 в аксонометрии показаны виды, аналогичные видам на фиг.15 и 16, показывающие еще один вариант осуществления изобретения.

На данных чертежах показана ортогональная система координат с осями X, Y, Z, направление которых соответственно параллельно оси гондолы, перпендикулярно к оси и к вертикали и проходит по вертикали.

Как показано на фиг.1, предлагаемая гондола 1 имеет по существу трубчатую форму вдоль продольной оси Δ (в направлении, параллельном X). Гондола 1 согласно изобретению содержит переднюю секцию 2 с кромкой 3 воздухозаборника, среднюю секцию 3, охватывающую вентилятор 5 турбореактивного двигателя 6, и заднюю секцию 7. Задняя секция 7 содержит внутреннюю конструкцию 8 (также называемую «внутренней неподвижной конструкцией», или IFS), охватывающую переднюю часть турбореактивного двигателя 6, наружную конструкцию 9 (также называемую «наружной неподвижной конструкцией, или OFS), и подвижный капот (не показан), содержащий средство реверса тяги. Внутренняя конструкция или IFS 8, а также наружная конструкция или OFS 9 являются неподвижными относительно подвижного капота.

IFS 8 и OFS 9 определяют тракт 10, обеспечивающий наличие канала для воздушного потока 12, проходящего через гондолу 1 согласно изобретению в зоне кромки 3 воздухозаборника.

Предлагаемая гондола содержит верхнюю часть 14, предназначенную для приема крепежного пилона 16, позволяющего крепить упомянутую гондолу 1 к крылу летательного аппарата (не показано). Для этого упомянутая верхняя часть 14 содержит средство (не показано), предназначенное для крепления упомянутого пилона 16.

Предлагаемая гондола 1 заканчивается реактивным соплом 21, содержащим наружный модуль 22 и внутренний модуль 24. Наружный модуль 22 и внутренний модуль 24 определяют первичный воздушный поток 25, называемый горячим потоком, выходящий из турбореактивного двигателя 6.

Как показано на фиг.2, OFS 9 содержит по меньшей мере один капот 31, смонтированный на IFS 8 и выполненный с возможностью перемещения вдоль продольной оси Δ так, чтобы обеспечивать выпуск воздушного потока 12, циркулирующего по тракту 10 в режиме реверса тяги.

Гондола 1 согласно изобретению содержит по меньшей мере одну первую панель 33, неподвижную относительно IFS 8, прикрепленную к ней сбоку относительно верхней части 14 и предназначенную для того, чтобы находиться рядом с крылом, и вторую панель 35, выполненную с возможностью перемещения относительно IFS 8, прикрепленную к ней или к подвижному капоту 31 сбоку относительно верхней части 14 и предназначенную для того, чтобы находиться на расстоянии от крыла, причем первая панель 33 и вторая панель 35 смонтированы по обе стороны от верхней части 14. Вторая панель 35 конфигурирована так, чтобы обеспечить возможность выпуска части воздушного потока 12.

Другими словами, когда воздушный поток 12, циркулирующий по тракту 10, отклоняется посредством средства реверса тяги предлагаемой гондолы 1, часть данного отклоняемого потока проходит по каналу, освобожденному подвижным капотом 31, находящимся в выдвинутом положении, а его другая часть проходит по каналу, освобожденному второй подвижной панелью 35. В результате этого появляется возможность выпуска более значительной части 32 воздушного потока.

Крыло (не показано) летательного аппарата, на котором закреплена предлагаемая гондола, содержит, как правило, элементы, которые могут способствовать взаимодействию с подвижным капотом 31. В качестве примера можно назвать спойлеры 37, облегчающие посадку и торможение летательного аппарата (см. фиг.2, 3 и 5-9). Спойлеры 37 расположены не на каждой стороне предлагаемой гондолы.

В гондоле 1 согласно изобретению первая панель 33 расположена так, чтобы она находилась вблизи спойлера крыла или под ним, когда гондола смонтирована на крыле. Другими словами, применительно к левому крылу, если смотреть на летательный аппарат спереди, первая панель 33 смонтирована слева от верхней части 14 предлагаемой гондолы, если смотреть на эту гондолу спереди, то есть напротив воздухозаборника.

Применительно к правому крылу, если смотреть на летательный аппарат спереди, первая панель 33 смонтирована справа от верхней части 14 предлагаемой гондолы, если смотреть на гондолу 1 спереди, то есть по другую сторону воздухозаборника. Вторая панель 35 смонтирована справа в первом примере и слева во втором примере.

Предлагаемая гондола 1 обладает тем преимуществом, что благодаря ей можно сохранить поверхность, доступную для отклоняемого воздушного потока 32, на стороне верхней части 14, где имеет место физическое взаимодействие между гондолой и отдельными элементами крыла. Поэтому отпадает необходимость в увеличении массы гондолы или в уменьшении эффективности обратной тяги.

Предпочтительно первая панель 33 смонтирована на IFS 8 на той стороне предлагаемой гондолы 1 относительно верхней части 14, которая предназначена для того, чтобы испытывать большее физическое взаимодействие с элементом крыла, в данном случае спойлером 37, или создавать препятствия для него, чем на той стороне, где смонтирована вторая подвижная панель 35.

Первая панель 33 и вторая панель 35 могут иметь любую форму, предназначенную для объема отклоняемого воздушного потока 32, и в частности, форму, ответную по отношению к форме подвижного капота 31. Как показано на чертежах, форма первой неподвижной панели 33 и второй подвижной панели 35 может быть продолговатой.

Согласно одному из вариантов осуществления изобретения, показанному на фиг.2-4, вторая панель 35 выполнена с возможностью поступательного перемещения вдоль продольной оси Δ гондолы, что позволяет легко и эффективно увеличить поверхность выхода отклоняемого воздушного потока 32 на одной из сторон предлагаемой гондолы 1. Для этого вторая панель 35 жестко прикреплена к подвижному капоту 31 посредством крепежного средства, например болтов 41, благодаря чему удается одновременно приводить в движение подвижный капот 31 и вторую панель 31 (см. фиг.4).

Первая панель 33 и/или вторая панель 35 могут быть выполнены как единое целое или же, наоборот, из нескольких частей. Как показано на фиг.2 и 3, каждая из данных панелей 33 и 35 образована из двух частей 36 и 38. В случае с первой панелью 33, части 36а и 36b жестко прикреплены друг к другу без возможности сдвига относительно друг друга. Часть 36b, находящаяся в контакте с подвижным капотом 31, не прикреплена к нему, так что при перемещении данного капота части 36а и 36b остаются неподвижными, как и IFS 8, относительно подвижного капота 31.

В случае со второй панелью 35, две части 38а и 38b не прикреплены друг к другу, так что они могут быть смещены одна относительно другой. Так, часть 38а жестко прикреплена к IFS 8, тогда как другая часть 38b жестко прикреплена к подвижному капоту 31. Вследствие этого достигается преимущество, состоящее в том, что когда перемещают капот 31, он увлекает за собой часть 36b, соединенную с упомянутым капотом 31. Благодаря тому, что вторая панель 35 и/или первая панель 33 образованы из нескольких частей, обеспечена возможность простого и быстрого превращения подвижной панели в первую панель и наоборот вследствие соответствующего скрепления частей друг с другом.

Первая панель 33 и вторая панель 35 могут иметь по существу симметричную форму относительно верхней части 14 предлагаемой гондолы 1, что позволяет получить легко взаимозаменяемые первую панель 33 и вторую панель 35, что еще больше облегчает установку и проведение работ по техническому обслуживанию предлагаемой гондолы. Действительно, для смены панели 33 или 35 достаточно лишь изменить способ прикрепления панелей таким образом, чтобы панель стала, в зависимости от конкретной потребности, неподвижной или подвижной.

Предлагаемая гондола 1 может содержать средство для предотвращения отказов (не показано), конфигурированное для индикации положения второй панели 35 на предлагаемой гондоле 1, которое позволяет облегчить и упростить сборку первой панели 33 и второй панели 35.

Средство для предотвращения отказов может представлять собой штырь, взаимодействующий, например, с сопряженным болтом.

Согласно другому варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.5-14, вторая панель (не показана) и/или первая панель 133 содержат по меньшей мере одну часть 136b, выполненную с возможностью вращения относительно IFS 8 и конфигурированную так, что она может переходить из закрытого положения, предотвращающего выход части воздушного потока 132, в открытое положение, в котором такой выход возможен.

Таким образом, предлагаемая гондола может иметь вторую панель, содержащую подвижную часть, выполненную с возможностью вращения относительно IFS 8, и первую панель, не содержащую такой части. Также, первая панель 133 и вторая панель 135 могут содержать часть 136b, выполненную с возможностью вращения относительно IFS 8. Благодаря этому еще более оптимизируется поверхность, доступная для отклоняемого воздушного потока.

Согласно варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.14, первая панель 133 содержит подвижную часть 136b, которая обеспечивает возможность выхода части 132 отклоняемого воздушного потока 32. Таким образом, удается увеличить поверхность выхода отклоняемого воздушного потока 32.

Первая и/или вторая панели 133 могут быть выполнены из нескольких частей 136а, 136b, 136с, из которых часть 136b выполнена с возможностью перемещения относительно IFS 8. Как и ранее, благодаря тому, что вторая и/или первая панель 133 выполнены из нескольких частей, обеспечена возможность простого и быстрого превращения подвижной панели в неподвижную панель и наоборот вследствие соответствующего скрепления частей друг с другом.

Относительно второй панели (не показана), часть, находящуюся в контакте с подвижным капотом, можно прикрепить к нему таким образом, чтобы она могла скользить вдоль продольной оси Δ предлагаемой гондолы 1. Для этого упомянутая часть, приводимая в движение посредством подвижного капота, не прикреплена к вращающейся подвижной части.

Вращающаяся часть 136b может иметь любую форму и любые размеры, подходящие для обеспечения возможности требуемого выхода отклоняемого воздушного потока 132.

Имеется возможность ограничения угла вращающейся части 136b первой панели 133 и/или второй панели. Для этого на передней раме можно закрепить дополнительную соединительную штангу.

Подвижная часть 136b может быть выполнена с возможностью вращения посредством крепежного средства, фиксированного на IFS 8 и на подвижном капоте 31. Как показано на фиг.10-13, крепежное средство, обеспечивающее вращение подвижной части 136b, может представлять собой шарнирные устройства типа шарниров 139, смонтированных на подвижной части 136b и на передней раме 140 конструкции IFS. Так, например, предлагаемая гондола 1 может содержать одно или большее количество таких устройств 139, например три.

Крепежное средство может также содержать несколько соединительных штанг, в частности две соединительные штанги, первая из которых, соединительная штанга 145, закреплена на IFS 8, в частности, на передней раме 141 посредством крепежного элемента 146 соединительной штанги, а вторая, соединительная штанга 147, закреплена на подвижном капоте 31 посредством другого крепежного элемента 148 соединительной штанги. Соединительные штанги 145 и 146 соединены также с подвижной частью 135 посредством крепежных элементов 151 соединительной штанги, что позволяет приводить подвижную часть 136b во вращение по существу одновременно с подвижным капотом 31.

Другими словами, есть возможность преобразования поступательного перемещения подвижного капота 31 во вращательное движение второй шарнирной панели.

Преимуществом данного варианта осуществления изобретения является то обстоятельство, что нет необходимости в наличии устройства для предотвращения отказов, если вторая подвижная панель и первая неподвижная панель выполнены симметричными. На самом деле, если необходимо исключить возможность вращения какой-либо части, достаточно лишь жестко прикрепить ее к IFS 8 и высвободить соединительные штанги 145 и 147. Благодаря этому еще больше облегчаются установка и снятие второй и первой панелей 135 и 133.

Согласно варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.15 и 16, по меньшей мере вторая панель 135 смонтирована с возможностью поворота на наружной оболочке 31а подвижного капота 31 вокруг оси А, по существу параллельной оси Δ гондолы, а открытие данной панели осуществляется в направлении внутрь скользящего капота 31, когда он переходит из нормального положения (фиг.15) в положение реверса тяги (фиг.16).

Как показано на фиг.17 и 18, открытие панели 235 в направлении внутрь скользящего капота 31 может быть осуществлено путем соответствующего направленного перемещения данной панели с использованием рельса R, скрепленного с балкой Р, находящейся в верхней части гондолы и обеспечивающей его связь с пилоном 14.

Более конкретно, как показано на фиг.18, дачный рельс R может быть наклонен относительно основного R1 и вспомогательного R2 рельсов, в которых совершают скользящее перемещение соответственно наружная оболочка 31а и внутренняя оболочка 31b подвижного капота 31, или же иметь любую подходящую форму, например, как показано на фиг.18а, которая обеспечивает оптимизацию необходимых воздушных потоков.

Согласно альтернативным вариантам осуществления изобретения, показанным на фиг.19-25, направленное перемещение панели 235 осуществляют не посредством рельса, а посредством простого канта В, скрепленного с балкой Р, к которой он упруго прижимается, при этом между данным кантом В и упомянутой панелью 235 проложена полоса Т из материала с низким коэффициентом трения типа тефлона.

Более конкретно, согласно альтернативным вариантам осуществления изобретения, показанным на фиг.20 и 21, предусмотрено пружинное средство RE, расположенное в области, где расположены шарниры С, предназначенные для шарнирного закрепления панели 35 относительно наружной оболочки 31а капота 31. Данное пружинное средство обеспечивает возврат панели 235 в контакт с кантом В.

Согласно альтернативному варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.20, край панели Р, находящийся в контакте с кантом В, имеет уступ D, служащий для получения оптимального аэродинамического профиля.

Согласно альтернативному варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.22 и 23, подвижная панель 235 не прикреплена шарнирно на наружной оболочке 31а подвижного капота 31, а удерживается в состоянии упора в кант В в силу одной лишь своей упругости.

Более конкретно, согласно альтернативному варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.22, упомянутая панель 235 представляет собой накладываемую деталь, неподвижно монтируемую на наружной оболочке 31а подвижного капота 31 и имеющую большую упругость, чем данный капот.

Согласно альтернативному варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.23, упомянутая панель 235 является составной частью наружной оболочки 31а подвижного капота и образована в части данной наружной оболочки, которая обладает большей упругостью.

Как показано на фиг.24 и 25, при скольжении подвижного капота 31 из нормального положения (фиг.24) в направлении положения реверса тяги (фиг.25) панель 235 получает направленное перемещение посредством канта В в сторону положения ее раскрытия.

Согласно варианту осуществления изобретения, показанному на фиг.26 и 27, вторая панель 235 также смонтирована с возможностью поворота на наружной оболочке 31а скользящего капота 31, но ось вращения А' в данном случае проходит в направлении, по существу параллельном оси Y.

1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (6) летательного аппарата, содержащая переднюю секцию (2), предназначенную для прохода через нее воздушного потока (12), среднюю секцию (4), предназначенную для охватывания вентилятора (5) турбореактивного двигателя (6), и заднюю секцию (7), содержащую внутреннюю конструкцию (8) и наружную конструкцию (9), ограничивающие собой тракт (10), предназначенный для прохождения через него воздушного потока (12), причем наружная конструкция (9) содержит по меньшей мере один капот (31), смонтированный на внутренней конструкции (8) и выполненный с возможностью перемещения вдоль продольной оси (Δ) гондолы (1) так, чтобы обеспечивать отвод по меньшей мере части воздушного потока (12), циркулирующего в тракте (10) в режиме реверса тяги гондолы (1), при этом гондола (1) имеет также верхнюю часть (14), предназначенную для приема крепежного пилона (16) для крыла летательного аппарата,
при этом упомянутая гондола (1) содержит:
- по меньшей мере одну первую панель (33; 133), смонтированную на внутренней конструкции (8) с одной стороны гондолы (1) относительно верхней части (14) и предназначенную для осуществления более значительного физического взаимодействия с элементом (37) крыла, чем другая сторона гондолы, причем упомянутая панель расположена таким образом, чтобы ограничивать физическое взаимодействие упомянутого капота с упомянутым элементом крыла в режиме реверса тяги, и
- по меньшей мере одну вторую панель (35; 135; 235), смонтированную с другой стороны гондолы (1) относительно верхней части (14), причем упомянутая панель расположена таким образом, чтобы максимально увеличить объем воздуха, выпускаемого с другой стороны гондолы в режиме реверса тяги.

2. Гондола по п.1, в которой упомянутая первая панель выбрана из группы, содержащей панель (33; 133), прикрепленную к внутренней неподвижной конструкции (8) и выполненную неподвижной или по меньшей мере частично подвижной относительно данной внутренней неподвижной конструкции (8), и панель (35; 135), прикрепленную к упомянутому подвижному капоту (31) и выполненную неподвижной или по меньшей мере частично подвижной относительно упомянутого подвижного капота (31).

3. Гондола по любому из пп.1 или 2, в которой упомянутая вторая панель выбрана из группы, содержащей: панель (35), прикрепленную к подвижному капоту (31), панель (135), прикрепленную к внутренней конструкции (8) и содержащую по меньшей мере одну часть (136b), выполненную подвижной относительно упомянутой внутренней конструкции (8), и панель (235), смонтированную с возможностью перемещения на упомянутом подвижном капоте (31).

4. Гондола (1) по п.3, в которой вторая панель (35) скреплена с упомянутым подвижным капотом (31).

5. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, содержащая средство для предотвращения отказов, предназначенное для индикации положения второй панели (35) на гондоле (1).

6. Гондола (1) по любому из пп.1 или 2, в которой первая панель (133) и/или вторая панель (135; 235) содержат по меньшей мере одну подвижную часть, конфигурированную для перехода из закрытого положения, предотвращающего выход части воздушного потока (12), в открытое положение, в котором такой выход возможен.

7. Гондола (1) по п.6, в которой подвижная часть первой панели (133) и/или второй панели (135; 235) конфигурирована с возможностью занимать несколько промежуточных положений.

8. Гондола (1) по п.6, в которой подвижная часть (136b) смонтирована на внутренней конструкции (8) с возможностью поворота вокруг оси, по существу параллельной оси гондолы.

9. Гондола (1) по п.8, в которой упомянутая подвижная часть (136b) соединена с упомянутой внутренней конструкцией (8) посредством шарниров (139) и нескольких соединительных штанг, из которых по меньшей мере одна соединительная штанга (145) фиксирована на подвижной части (136b) и на подвижном капоте (31), а вторая штанга (147) фиксирована на подвижной части (136b) и на внутренней конструкции (8).

10. Гондола (1) по п.6, в которой подвижная часть (235) смонтирована на наружной оболочке (31а) упомянутого подвижного капота (31) с возможностью поворота в направлении внутрь него вокруг оси, выбранной из группы, содержащей ось (А), по существу параллельную оси (Δ) гондолы, и ось (А'), по существу перпендикулярную к оси (Δ) гондолы.

11. Гондола по п.6, в которой упомянутая подвижная часть (235) скреплена с наружной оболочкой (31а) упомянутого подвижного капота (31) и является подвижной благодаря своей упругости.

12. Гондола по любому из пп.10 или 11, в которой направленное перемещение упомянутой подвижной части (235) осуществляется посредством средства, выбранного из группы, содержащей рельс (R) и кант (В), скрепленные с балкой (Р), находящейся в верхней части упомянутой гондолы.

13. Гондола (1) по любому из пп.1, 2, 4, 7-11, в которой первая и вторая панели (33, 35; 133, 135; 235) имеют по существу симметричную форму относительно верхней части (14) гондолы (1).

14. Летательный аппарат, содержащий крыло и гондолу (1) по любому из пп.1-13, соединенные друг с другом посредством крепежного пилона (16).



 

Похожие патенты:

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.

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.
Наверх