Пилон для установки двигателя на конструкции летательного аппарата



Пилон для установки двигателя на конструкции летательного аппарата
Пилон для установки двигателя на конструкции летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2635023:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к подвеске пилона двигателя на летательном аппарате. Пилон (31) для установки двигателя (10) на конструкции летательного аппарата содержит первое средство (32) крепления, выполненное с возможностью крепления на пилоне, и второе средство (33) крепления. Второе средство крепления выполнено с возможностью крепления на конструкции летательного аппарата. Пилон также содержит средство (35) соединения, соединяющее первое средство (32) крепления со вторым средством (33) крепления. Средство (35) соединения выполнено с возможностью обеспечения перемещения первого средства крепления относительно второго средства крепления между первым и вторым положениями посредством усилия, являющегося результирующей тягового усилия и веса двигателя (10). Изобретение улучшает аэродинамику двигателя в фазе подъема летательного аппарата. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к установке тягового двигателя на конструкции летательного аппарата. В частности, оно касается установки двигателя, содержащего расположенный выше по потоку воздушный винт.

Уровень техники и сущность проблемы

Тяговые двигатели летательных аппаратов могут быть установлены в разных местах фюзеляжа или крыльев. Если они подвешены под крыльями, пилон или стойка их соединяет с конструкцией крыла через нижнюю сторону последнего. С учетом наличия пространства и аэродинамических условий двигатели расположены, по меньшей мере, частично выступая спереди передней кромки крыла, под которым они подвешены.

Настоящее изобретение относится, в частности, к двигателям, содержащим воздушный винт в положении выше по потоку. Речь может идти о простом воздушном винте, таком как в турбовинтовом двигателе, или о двойном воздушном винте, образованном двумя роторами противоположного вращения. В частности, изобретение касается двигателя с околозвуковым воздушным винтом, который называют также двигателем с не капотированным винтом или “open rotor”. Воздушный винт приводится во вращение двигателем, который, как правило, является газотурбинным двигателем и находится в его осевом продолжении.

Эти последние двигатели представляют большой интерес, так как их удельный расход является наиболее благоприятным, и их использование позволяет экономить топливо. Однако эта конфигурация в виде подвески имеет недостаток в плане акустики, поскольку, если летательный аппарат следует по восходящей траектории, в частности, во время взлета, с наклоном относительно его составляющей горизонтального перемещения, на винт действует воздушный поток, направление которого образует не равный нулю угол с его осью вращения.

Заявитель поставил перед собой задачу улучшения аэродинамического потока вокруг двигателя, когда летательный аппарат находится в фазе подъема и следует по восходящей траектории.

Сущность изобретения

Решение этой задачи достигается с использованием узла тягового двигателя с его пилоном и системы подвески пилона. Система подвески пилона для установки тягового двигателя на конструкции летательного аппарата, в частности на его крыле, содержит первое средство крепления, при этом первое средство крепления выполнено с возможностью крепления на пилоне, и второе средство крепления, при этом второе средство крепления выполнено с возможностью крепления на конструкции летательного аппарата.

Вышеупомянутый узел отличается тем, что содержит деформирующееся средство соединения, соединяющее первое средство крепления со вторым средством крепления, при этом средство соединения выполнено с возможностью обеспечения перемещения первого средства крепления относительно второго средства крепления между первым и вторым положениями, когда тяговое усилие, развиваемое двигателем, превышает определенный порог.

В случае двигателя, подвешенного к крылу летательного аппарата при помощи такой системы подвески пилона, можно оптимально адаптировать его положение по отношению к направлению полета, снижая при этом лобовое сопротивление взаимодействия с крылом. Кроме того, за счет улучшения аэродинамического потока снижается акустическое влияние воздушного винта.

Кроме того, поворот двигателя приводит к увеличению подъемной силы крыла. Это позволяет ограничить длину полосы, необходимую для взлета летательного аппарата.

Согласно другому отличительному признаку, первое положение первых средств крепления соответствует положению двигателя, когда летательный аппарат находится в крейсерском полете, и второе положение соответствует положению двигателя, когда летательный аппарат следует по восходящей траектории, в частности, во время взлета.

Согласно варианту выполнения изобретения, средство соединения образует деформирующуюся трапециевидную конструкцию с двумя вершинами трапеции, неподвижными относительно первого средства крепления, и с двумя другими вершинами трапеции, неподвижными относительно второго средства крепления.

Предпочтительно средство соединения содержит демпфер движения. Такой демпфер предназначен для обеспечения мягкой и плавной деформации, без толчков, средства соединения. В случае необходимости, демпфер можно объединить с органом возврата в первое положение в отсутствие усилия, стремящегося переместить его во второе положение. Это позволяет гарантировать безопасное положение в случае поломки.

Согласно варианту выполнения, деформацией средства соединения управляет привод. Это позволяет вручную управлять положением двигателя относительно крыла.

Средство соединения расположено относительно двигателя таким образом, чтобы обеспечивать перемещение первого средства крепления относительно второго средства крепления, когда на него действует достаточное усилие, соответствующее тяговому усилию, действующему на первое средство крепления, причем это тяговое усилие превышает определенный порог. Предпочтительно порог соответствует тяге двигателя в фазе подъема летательного аппарата.

Согласно варианту выполнения, усилие поворота, действию которого подвергается двигатель, является результирующей тягового усилия и веса двигателя.

Изобретение находит свое применение для двигателя с расположенным выше по потоку воздушным винтом, в частности для двигателя с околозвуковым воздушным винтом.

Краткое описание чертежей

Изобретение, его другие задачи, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта выполнения изобретения, представленного исключительно в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые схематичные чертежи, на которых:

фиг. 1 - схематичный вид двигателя с воздушными винтами противоположного вращения, установленного под крылом в соответствии с изобретением и в крейсерском положении;

фиг. 2 - двигатель, показанный на фиг. 1, повернутый в положение наклона относительно крыла.

Описание варианта выполнения изобретения

На фиг. 1 показан газотурбинный двигатель 10 типа “open rotor”: данное выражение обозначает пару не капотированных воздушных винтов. Пара 11 винтов расположена выше по потоку двигателя в продолжении его оси вращения. Последний содержит сверху вниз по потоку, в направлении течения газов внутри двигателя, воздухозаборники, сообщающиеся с компрессором 12, кольцевую камеру сгорания 14 и две турбины 16 и 18. Каждая из турбин соединена с одним из роторов 22, 24 воздушного винта, который она вращает.

Воздушный поток, поступающий в компрессор 12, сжимается, затем смешивается с топливом и сгорает в камере сгорания 14. После этого газообразные продукты сгорания устремляются на турбины для приведения во вращение роторов воздушного винта, которые обеспечивают основную часть тягового усилия, производимого двигателем. Газы выходят из турбин и выбрасываются через сопло 30, увеличивая тяговое усилие.

Воздушные винты 22, 24 являются коаксиальными и расположены один за другим. Как известно, каждый из этих воздушных винтов 22, 24 содержит множество лопастей, равномерно распределенных вокруг оси АА двигателя. Каждая лопасть расположена по существу радиально в плоскости, перпендикулярной к оси вращения, и содержит переднюю кромку, образующую ребро атаки лопасти, заднюю кромку, образующую ребро обтекания лопасти, радиально внутренний конец, образующий ножку лопасти, и радиально наружный конец, образующий головку лопасти.

Двигатель подвешен к крылу 20 летательного аппарата посредством пилона 31. Этот пилон содержит не показанные крепления на двигателе, с одной стороны, и систему подвески на конструкции крыла, с другой стороны. Система подвески содержит первое (32) и второе (33) средства крепления и средство (35) соединения между ними. Первое средство (32) крепления показано здесь в виде вилок, шарнирно соединенных с пилоном 31, который, в свою очередь, закреплен в разных местах корпуса двигателя. Второе средство (33) крепления показано в виде шарнирных вилок, соединенных с конструкцией крыла 20. Эти средства крепления показаны схематично и могут быть реализованы при помощи любого средства, доступного специалисту.

Согласно изобретению, деформирующееся средство 35 соединения соединяет два средства 32 и 33 крепления. Согласно варианту выполнения в данном примере, это средство соединения содержит две жесткие тяги 36 и 37, шарнирно соединенные соответственно со средствами 32 и 33 крепления, образуя деформирующийся четырехугольник в виде трапеции. Длину этих тяг рассчитывают в зависимости от необходимого движения двигателя. В примере, показанном на фиг. 1 и 2, задняя тяга 37 является более длинной, чтобы во время движения вперед двигатель мог наклониться вниз. Четырьмя вершинами четырехугольника являются 32а и 32b на первом средстве крепления на двигателе и 33а и 33b на втором средстве крепления на конструкции крыла. Таким образом, если считать, что конструкция крыла является неподвижной, первые средства 32 крепления могут перемещаться относительно конструкции крыла.

Трапециевидный четырехугольник находится сзади центра тяжести 10g двигателя 10. Таким образом, в состоянии покоя вес двигателя стремится переместить его назад. Он опирается на не показанные упоры, например на шарниры, которые удерживают его в первом нижнем положении, показанном на фиг. 1. В этом первом положении ось АА двигателя расположена горизонтально. Это положение соответствует положению, когда летательный аппарат находится на земле на стоянке (предположительно горизонтально) или в крейсерском полете.

За счет деформации трапециевидного четырехугольника вокруг неподвижных точек, образованных вторыми средствами 33 крепления на конструкции крыла, двигатель может занять второе положение, называемое положением взлета, которое показано на фиг. 2. Поскольку две тяги имеют не одинаковую длину между точками крепления, их поворот вокруг шарниров на конструкции крыла приводит к повороту двигателя вниз.

Внутри четырехугольника между двумя противоположными вершинами расположен демпфирующий орган 40, обеспечивающий плавное перемещение без толчков. В случае необходимости демпфер можно объединить с возвратным элементом, таким как пружина, для уравновешивания усилий и обеспечения автоматического возврата в положение в случае поломки.

Предпочтительно элементы пилона окружены обтекателем 50, имеющим соответствующие гибкость и деформируемость, чтобы обеспечивать хорошее качество аэродинамического потока над двигателем. Этот обтекатель имеет переменную геометрию для адаптации к различным конфигурациям деформирующейся трапеции.

Переход из нижнего положения во второе положение становится возможным, согласно предпочтительному варианту выполнения, за счет изменения тягового усилия, действующего на конструкцию крыла со стороны двигателя, между остановкой и крейсерским полетом, с одной стороны, и фазой взлета летательного аппарата, с другой стороны. В первом случае тяговое усилие является нулевым или слабым. Под действием силы тяжести двигатель располагается в нижнем положении, и средство 35 соединения сжимается. Действительно, узел выполнен таким образом, чтобы момент, которым действует тяговое усилие на средство соединения, имел направление, противоположное направлению момента, которым вес двигателя действует на центр тяжести 10g.

Когда летательный аппарат находится в фазе полета с набором высоты, в частности при взлете, тяговое усилие является значительным. Двигатель сильно воздействует на пилон. Момент, создаваемый тяговым усилием, превышает момент, создаваемый весом. Четырехугольник деформируется и приходит в положение упора во втором положении. Ось АА двигателя повернулась, чтобы занять положение, образующее определенный угол по отношению к крылу.

В этом положении двигатель наклонен, и его воздушный винт напрямую обдувает крыло с углом падения, который приводит к увеличению подъемной силы крыла. Это позволяет ограничить длину полосы, необходимую для взлета летательного аппарата. Кроме того, угол падения воздушного потока, встречаемого летательным аппаратом, уменьшается по сравнению с углом падения потока, встречаемого не имеющим наклона воздушным винтом. Это позволяет ограничить момент 1Р, которым воздушный винт действует на конструкцию крыла. Речь идет о моменте, создаваемом воздушным винтом в направлении, перпендикулярном к его оси вращения, когда на него действует воздушный поток, имеющий наклон относительно его оси вращения.

Форму хвостового конуса выпуска первичного потока из двигателя адаптируют таким образом, чтобы газы первичного потока не могли обжигать стенку крыла, когда двигатель находится в положении большой силы тяги.

В этом варианте выполнения положением двигателя управляет только тяговое усилие. В этом простом и надежном решении нет необходимости в применении привода.

Вместе с тем, в рамках изобретения можно предусмотреть решение с соответствующим приводом, не показанным на чертежах, который позволяет управлять положением двигателя, независимо от величины тягового усилия, в зависимости от различных фаз полета и, в случае необходимости, обеспечивает блокировку положения двигателя.

Заявленное решение представлено схематично только в виде двух тяг, образующих четырехугольник, однако изобретение охватывает все эквивалентные решения, при которых средство соединения является деформирующимся.

1. Узел тягового двигателя (10) летательного аппарата и системы подвески пилона (31) для установки двигателя (10) на конструкции летательного аппарата, в частности на его крыле, при этом система подвески содержит первое средство (32) крепления, закрепленное на пилоне, и второе средство (33) крепления, при этом второе средство крепления выполнено с возможностью крепления на конструкции летательного аппарата, отличающийся тем, что система содержит средство (35) соединения, соединяющее первое со вторым средством крепления, при этом средство (35) соединения выполнено с возможностью обеспечения перемещения первого средства крепления относительно второго средства крепления между первым и вторым положениями посредством усилия, являющегося результирующей тягового усилия и веса двигателя.

2. Узел по п. 1, в котором первое положение средств крепления соответствует положению остановки или в крейсерском полете, и второе положение соответствует положению подъема летательного аппарата.

3. Узел по одному из пп. 1, 2, в котором средство (35) соединения образует деформирующуюся трапециевидную конструкцию с двумя вершинами (32а, 32b) трапеции, неподвижными относительно первого средства (32) крепления, и с двумя другими вершинами (33а, 33b) трапеции, неподвижными относительно второго средства (33) крепления.

4. Узел по одному из пп. 1, 2, в котором средство (35) соединения содержит демпфер (40) движения, в случае необходимости связанный с органом возврата в первое положение.

5. Узел по одному из пп. 1, 2, содержащий привод, управляющий переходом из первого положения во второе положение и наоборот.

6. Узел по п. 1, в котором усилие соответствует фазе полета с набором высоты.

7. Узел по одному из пп. 1, 2, в котором двигатель имеет расположенный выше по потоку воздушный винт, в частности расположенный выше по потоку околозвуковой воздушный винт.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу установки двигателя (40) летательного аппарата на пилоне (43). Размещают первый срезной штифт (53) в первом отверстии (51) и второй срезной штифт (54) во втором отверстии, выполненных в переднем креплении (46) двигателя, предварительно закрепленном на двигателе (40) при помощи тяг.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату.

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).
Наверх