Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата



Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата
Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата
Узел, образованный газотурбинным двигателем и системой для его крепления к конструкции летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2606524:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату. Система крепления содержит опору, задние крепежные элементы и задний закрывающий элемент опоры. Задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки. Каждая стенка имеет первую часть (42а), проходящую вдоль и вблизи опоры и проходящую в заднем направлении, и вторую часть (42b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки к ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы. Каждая вторая часть (42b) боковой стенки заднего закрывающего элемента имеет по существу форму выпуклости и соединена с первой частью боковой стенки. Изобретение позволяет уменьшить удельный расход топлива. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Изобретение относится к узлу, содержащему газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, и более конкретно изобретение относится также к заднему закрывающему элементу, обеспечивающему аэродинамический обтекатель для опоры, и к задним крепежным элементам, образующим часть системы крепления.

Двухконтурный газотурбинный двигатель имеет кольцевой канал для прохождения потока внутреннего контура, идущего из газогенератора, который открыт сзади вокруг центрального тела, и кольцевой канал для прохода потока внешнего контура, идущего от вентилятора, который образован конструкцией первичного кожуха и конструкцией вторичного кожуха.

Такой газотурбинный двигатель обычно прикрепляют к конструкции летательного аппарата, в частности к крылу посредством опоры, называемой также опорой реактивного двигателя или пилоном, вместе с передними и задними крепежными элементами, соединяющими опору с точками крепления в передней и задней частях двигателя, причем также предусматриваются воспринимающие тягу шарниры для передачи сил тяги между двигателем и опорой. Другие крепежные элементы и устройства передачи тяги соединяют опору с конструкцией самолета, несущей двигатель.

В задней части предусмотрен задний закрывающий элемент, для образования аэродинамического обтекателя, который защищает опору от потока внутреннего контура и закрывает задний крепежный элемент.

Задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки, которые проходят вдоль и вблизи опоры по обеим ее сторонам и проходят сзади над задним отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура. Спереди задний закрывающий элемент расположен между конструкциями первичного и вторичного кожухов или на выходе из кольцевого канала для прохождения потока внешнего контура. По меньшей мере, в своей задней части, которая на внутренней стороне подвергается воздействию потока внутреннего контура, задний закрывающий элемент имеет нижний элемент или дно для тепловой защиты и соединения своих боковых стенок.

В обычно используемых двигателях, таких как газотурбинные двигатели типа «CFM 56» от производителя CFM International, угловой интервал между задними точками крепления двигателя является достаточно маленьким для используемого аэродинамического обтекателя опоры, чтобы закрывать задние крепежные элементы и точки крепления.

Улучшение характеристик газотурбинных двигателей приводит к необходимости предусматривать существенное увеличение в их размерах и, в частности, в их диаметре. Такое увеличение в диаметре и соответственное увеличение в весе требует, чтобы задние точки крепления были расположены таким образом, чтобы расстояние между ними становилось существенно больше, чем ширина опоры вблизи задних крепежных элементов.

Тогда возникает задача в создании заднего закрывающего элемента, который образовывал бы аэродинамический обтекатель для опоры и для заднего крепежного элемента, и который как можно меньше увеличивал бы потери напора, чтобы избегать существенного влияния на удельный расход топлива двигателя.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задача изобретения состоит в решении этой проблемы, и для этой цели предложен узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летального аппарата, в котором

- газотурбинный двигатель является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом, в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела, и кольцевой канал, вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом и задним концом вторичного кожуха;

- система крепления содержит опору, по меньшей мере два задних крепежных элемента, соединяющих опору с двумя задними точками крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;

- причем узел, в котором задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки, каждая из которых имеет первую часть, проходящую вдоль и вблизи стойки и проходящую назад, и вторую часть, которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне таким образом, чтобы закрывать задние крепежные элементы; и

вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий, проходящих между передними точками и задними точками, расположенными по существу на одном уровне с внутренними продольными кромками первых частей боковых стенок.

Таким образом, может быть выполнен аэродинамический обтекатель для опоры и задних крепежных элементов, который имеет небольшое влияние на течение потока внешнего контура.

Предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента были соединены с первыми частями боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий, проходящих назад до задних точек, расположенных на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия кольцевого канала для прохождения потока внутреннего контура.

Предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента имели искривленные профили по существу вогнутой формы, чтобы локально способствовать прохождению потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и над задней частью заднего закрывающего элемента. Такая конструкция позволяет, во-первых, обеспечить лучшую защиту для задней части заднего закрывающего элемента от потока внутреннего контура и, во-вторых, оптимизировать тягу посредством направления потока внутреннего контура под опорой к центральному телу.

Также предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента были соединены с первыми частями боковых стенок вдоль соединительных линий от передних точек, расположенных вблизи первичного кожуха, обращенного по существу на заднюю кромку вторичного кожуха таким образом, чтобы минимизировать воздействие на течение потока внешнего контура.

В этом отношении также предпочтительно, чтобы вторые части боковых стенок заднего закрывающего элемента занимали менее 2% канала выброса потока для потока внешнего контура.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Изобретение может быть более понятно при чтении последующего описания, приводимого в качестве не ограничивающего примера и со ссылкой на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 представляет собой вид сбоку, частично и очень схематично показывающий узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему для его крепления к конструкции летательного аппарата;

Фиг. 2 представляет собой очень схематичный вид сзади задней части узла из Фиг. 1;

Фиг. 3 и 4 представляют собой два очень схематичных вида в перспективе, показывающих заднюю часть узла из фиг. 1, имеющего первичный и вторичный кожухи и задний нижний закрывающий элемент для задних крепежных элементов и опоры в одном варианте осуществления; и

Фиг. 5 представляет собой очень схематичный вид сзади узла, показанного на фиг. 3 и 4.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг. 1 и 2 очень схематично показан двухконтурный газотурбинный двигатель 10 и часть системы 20 крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в частности системы 20 крепления, позволяющей подвешивать газотурбинный двигатель под крыло посредством опоры 22. Показаны устройства, соединяющие опору с крылом.

По направлению от передней части к задней части газотурбинный двигатель 10 содержит: вентилятор 12 и газогенератор 14, содержащий компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления и турбину низкого давления. Поток внешнего контура от вентилятора 12 проходит снаружи газогенератора 14 в кольцевом канале 13, который открыт по направлению к задней части между первичным кожухом 30 и задним концом вторичного кожуха 32 (фиг. 3-5). Поток внутреннего контура от газогенератора 14 проходит в кольцевом канале 15, который открыт по направлению к задней части вокруг центрального тела 17 (фиг. 3-5). Первичный и вторичный кожухи 30 и 32, которые образуют части гондолы газотурбинного двигателя, не показаны на фиг. 1 и 2. На внутренней стороне первичного кожуха 30 может быть предусмотрен внутренний бандаж для образования кольцевого канала для выхода вентиляционного воздуха, используемого для охлаждения оборудования, расположенного вокруг газогенератора (фиг. 3-5).

Опора 22 (не показана на фиг. 3 и 5) соединена с газотурбинным двигателем посредством передних и задних крепежных элементов 24 и 26. Передние крепежные элементы 24, например, в форме двух плеч или шарниров, соединяют переднюю часть опоры 22 с передними точками 16 крепления, расположенными на корпусе 12 вентилятора или на промежуточном корпусе, когда выполняют крепление к компрессору низкого давления. Задние крепежные элементы 26, также, например, в форме по меньшей мере двух плеч или шарниров, соединяют заднюю часть опоры 22 с задними точками 18 крепления, расположенными на корпусе в задней части газотурбинного двигателя. Воспринимающие тягу шарниры (не показаны) служат, например, для соединения задней части опоры 22 с корпусом 12 вентилятора для передачи силы тяги, производимой газотурбинным двигателем, к опоре 22 и через опору к летательному аппарату.

Опора 22 связана с различными закрывающими элементами, образующими аэродинамические обтекатели. Показан только задний закрывающий элемент 40 (пунктирными линиями на фиг. 1 и 2), который, в частности, относится к настоящему изобретению.

Закрывающий элемент 40 (фиг. 3 и 5) имеет переднюю часть, которая расположена между первичным и вторичным кожухами 30 и 32, и заднюю часть, которая проходит в заднем направлении над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура. Закрывающий элемент 40 имеет две боковые стенки 42, 44. В передней части закрывающего элемента 40, которая проходит до отверстия канала для прохождения потока внутреннего контура, стенки 42, 44 имеют внутренние продольные кромки, которые по существу соответствуют профилю первичного кожуха 30 и, возможно, профилю внутреннего бандажа 34 в его части, которая проходит над задним концом первичного кожуха 30. В задней части закрывающего элемента стенки 42, 44 соединены вместе через свои внутренние продольные кромки посредством нижнего элемента 46, выполненного из материала, который выдерживает высокие температуры, причем нижний элемент 46 выполняет функцию обеспечения тепловой защиты от потока внутреннего контура, воздействию которого он подвергается. В заднем конце закрывающего элемента 40 боковые стенки 42 и 44 соединены вместе.

В конкретной ситуации, когда имеется газотурбинный двигатель относительно большого диаметра, пространство между задними крепежными элементами 18 является таковым, что расстояние L между ними по существу больше, чем ширина l опоры 22, измеренная на одном уровне с задними крепежными элементами 26 (фиг. 2), причем ширина l, или толщина, представляет собой расстояние между боковыми поверхностями 22а, 22b опоры. Тогда задний закрывающий элемент, ограниченный боковыми стенками, проходящими по существу радиально вблизи двух боковых стенок задней нижней части опоры, не может полностью закрывать задние крепежные элементы 26. Увеличение размеров заднего закрывающего элемента посредством отодвигания его боковых стенок от боковых поверхностей опоры является неприемлемым из-за воздействия на поток внешнего контура, приводящего к ухудшению характеристики по тяге.

Таким образом, предлагается выполнить боковые стенки 42, 44 задними закрывающего элемента с первыми частями 42а, 44а, которые проходят вдоль и вблизи задней нижней части опоры 22 с каждой ее стороны, и которые проходят в заднем направлении, и со вторыми частями 42b, 44b, которые выступают в боковом направлении от наружных сторон первых частей 42а, 44а стенок для того, чтобы полностью закрывать задние крепежные элементы 26, причем закрывающий элемент 40 является по существу симметричным относительно продольной срединной плоскости. Вторые части 42b, 44b стенок имеют по существу форму выпуклостей, которые соединены с первыми частями вдоль искривленных соединительных линий 42с, 44с, которые проходят между передними и задними точками, расположенными по существу на внутренних продольных кромках первых частей 42а, 44а стенок.

Соединительные линии 42с, 44с предпочтительно проходят на таком же расстоянии, что и задние точки, расположенные на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия канала для прохождения потока внутреннего контура, в частности на задней кромке или вблизи задней кромки промежуточного кожуха 34. Вторые части 42b, 44b боковых стенок подвергаются воздействию потока внутреннего контура. Из-за их закругленной формы, заканчивающейся в точке на концах соединительных линий с первыми частями 42а, 44а боковых стенок, вторые части 42b, 44b боковых стенок имеют ограниченное воздействие на прохождение потока внутреннего контура. Предпочтительно, чтобы было предусмотрено, что эти вторые части 42b, 44b боковых стенок занимают менее 2% канала (13) выброса потока для потока внутреннего контура, то есть менее 2% сечения канала выброса вторичного сопла без учета кожуха.

Для того чтобы как можно меньше вмешиваться в поток внутреннего контура, каждая вторая часть 42b, 44b стенок предпочтительно имеет искривленные профили по существу вогнутой формы как в продольном сечении (в направлении прохождения потока внутреннего контура), так и в поперечном сечении (перпендикулярно направлению течения потока второго контура). Кривизна (обратная величина радиуса кривизны) вдоль профилей в направлении прохождения потока внутреннего контура предпочтительно больше чем 2×10-4 на миллиметр (мм-1), в то время как кривизна вдоль профилей, перпендикулярных направлению прохождения потока внутреннего контура предпочтительно больше чем 5×10-3 мм-1.

Предпочтительно, чтобы вторые части 42b, 44b боковых стенок имели аэродинамическую форму для локального усиления прохождения потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и под задней частью заднего закрывающего элемента 40, таким образом, способствуя прижатию потока внутреннего контура к центральному телу 17 в зоне, расположенной под упомянутой задней частью закрывающего элемента 40, таким образом, оптимизируя тягу и защищая нижний элемент 46 от потока внутреннего контура. Это проявляется в результате описанной выше кривизны вторых частей 42b, 44b боковой стенки и вогнутых сторон их задних частей, что делает возможным иметь пути прохождения потока, подходящие для потока внутреннего контура вдоль передних частей соединительных линий между вторыми частями 42b, 44b стенок и первыми частями 42а, 44а стенок.

Первые части 42а, 44а боковых стенок и нижняя пластина 46 закрывающего элемента 40 могут быть прикреплены к опоре 22. Вторые части 42b, 44b боковых стенок могут быть прикреплены к первым частям, или они могут быть прикреплены к первичному кожуху 32.

Следует понимать, что форма вторых частей 42b, 44b боковых стенок обеспечивает ограниченное воздействие не только на течение потока внешнего контура, но также и на общий вес заднего закрывающего элемента 40.

Следует понимать, что количество задних крепежных элементов может быть более двух.

1. Узел, содержащий газотурбинный двигатель и систему крепления для крепления газотурбинного двигателя к конструкции летательного аппарата, в котором:

- газотурбинный двигатель (10) является двухконтурным двигателем с кольцевым каналом (15), в котором проходит поток внутреннего контура, который открыт назад вокруг центрального тела (17), и кольцевой канал (13), вдоль которого проходит поток внешнего контура, который открыт назад между первичным кожухом (30) и задним концом вторичного кожуха (32);

- система (20) крепления содержит опору (22), по меньшей мере два задних крепежных элемента (26), соединяющих опору с двумя задними точками (18) крепления газотурбинного двигателя, и задний закрывающий элемент (40) опоры, закрывающий задние крепежные элементы, образующий аэродинамический обтекатель и имеющий заднюю часть, которая проходит назад над отверстием канала для прохождения потока внутреннего контура, причем расстояние между задними точками крепления по существу больше, чем ширина опоры на уровне с задними крепежными элементами;

- причем узел отличается тем, что задний закрывающий элемент имеет две боковые стенки (42, 44), каждая из которых имеет первую часть (42а, 44а), проходящую вдоль и вблизи опоры и проходящую назад, и вторую часть (42b, 44b), которая выступает в боковом направлении относительно первой части стенки на ее наружной стороне так, чтобы закрывать задние крепежные элементы; и

вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента имеют по существу форму выпуклостей, и они соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих между передними точками и задними точками, расположенными по существу на одном уровне с внутренними продольными кромками первых частей боковых стенок.

2. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль искривленных соединительных линий (42с, 44с), проходящих назад до задних точек, расположенных на наружной кромке или вблизи наружной кромки отверстия кольцевого канала (15) для прохождения потока внутреннего контура.

3. Узел по п. 2, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего обтекателя (40) имеют искривленные профили по существу вогнутой формы, чтобы локально способствовать прохождению потока внутреннего контура по направлению к внутренней стороне и над задней частью заднего закрывающего элемента (40).

4. Узел по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) соединены с первыми частями (42а, 44а) боковых стенок вдоль соединительных линий (42с, 44с) от передних точек, расположенных вблизи первичного кожуха (30), обращенного по существу на заднюю кромку вторичного кожуха (32).

5. Узел по п. 1, отличающийся тем, что вторые части (42b, 44b) боковых стенок заднего закрывающего элемента (40) занимают менее 2% от канала (13) выброса потока для потока внешнего контура.



 

Похожие патенты:

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.

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, в частности, к подвеске турбореактивных двигателей. Устройство для подвески турбореактивного двигателя содержит крепления с шарнирно соединенными звеньями.

Изобретение относится к области авиации, в частности к креплениям двигателей к пилону фюзеляжа. Подвеска содержит переднюю, заднюю и промежуточную плоскости подвески.

Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции подвески турбинного двигателя. Балка для подвески турбинного двигателя к конструкции летательного аппарата содержит первое и второе средства крепления.

Промежуточный корпус (20) вентиляторного отсека турбореактивного двигателя (Cs) содержит: обечайку (22), кольцевую щеку (24), подвесную балку (28) и коробку приводов агрегатов (30).

Изобретение относится к узлу подвески для турбореактивного двигателя (3) летательного аппарата, содержащему пилон (1) и штанги (13а, 13b) для восприятия нагрузки от турбореактивного двигателя (3), соединенные с указанным пилоном (1).

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 стойке для поддержки турбореактивного двигателя и гондоле с такой стойкой. Стойка (9) имеет часть (11) для соединения кожуха (1) вентилятора (3) или кожуха газогенератора (5) турбореактивного двигателя с крылом летательного аппарата, а также коробчатую Y-образную часть (19), жестко связанную с указанной соединительной частью (11) и выполненную таким образом, чтобы образовывать верхнюю часть неподвижной внутренней конструкции указанной гондолы.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата. Силовая установка (10) содержит двухконтурный турбореактивный двигатель, охваченный гондолой, и средства (80) крепления двигателя на стойке (16).

Изобретение относится к крепежной конструкции для турбореактивного двигателя летательного аппарата. .
Наверх