Конструкция корпуса с поворотными секторами обечайки, устанавливаемая между двигателем и гондолой

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В), по меньшей мере одно радиальное плечо (14), обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом. Множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках указанных секторов обечайки для установки двух рядов винтов (28А, 28В), каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча. Между каждым сектором обечайки и неподвижной частью установлен шарнир (24А, 24В) для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг общей оси поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам. Обеспечивается легкий доступ к устройствам, расположенным под каркасом. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к области авиационных двигателей, например турбореактивных двигателей, и, в частности, к конструкции корпуса, устанавливаемой между двигателем и гондолой.

Предшествующий уровень техники

Как известно, кроме механического соединения между двигателем и гондолой, такая конструкция должна обеспечивать:

- непрерывность аэродинамического потока второго контура;

- проход и удержание вспомогательных систем (электрических, механических, гидравлических) между различными компонентами двигателя (центральной рабочей зоной, вентилятором и т.д.) и гондолой этого двигателя;

- противопожарную защиту между различными отсеками двигателя и потоком второго контура; и

- доступ к агрегатам и вспомогательным системам с целью обслуживания.

Эта конструкция корпуса включает в себя разделенный на секторы цилиндрический каркас (или секторы обечайки) небольшой ширины (порядка нескольких сот миллиметров по оси двигателя), которая должна обеспечивать легкий доступ к закрываемым ею устройствам (например, к тягам передачи тяговых усилий или к различным силовым цилиндрам привода вспомогательных устройств) после открывания гондолы, и по меньшей мере одно радиальное плечо, расположенное вокруг этой рамы. Обычно каркас поддерживает также воздухозаборники системы подачи воздуха (бустер VBV).

Поскольку время обслуживания необходимо оптимизировать, каркас представляет собой препятствие для доступа к расположенным под ним устройствам, которые необходимо снимать, заменять, проверять на площадке и после открывания гондолы, учитывая время для снятия и замены самого каркаса в течение ограниченного времени, зависящего от конкретного случая применения.

Таким образом, существует потребность в конструкции корпуса, которая обеспечивает легкий доступ к этим устройствам (то есть совместима с рекомендованными сроками обслуживания на земле) и одновременно выполняет все вышеупомянутые функции и, в частности, ограничивает возмущения в аэродинамическом потоке.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание конструкция корпуса, устанавливаемой между двигателем и гондолой летательного аппарата, включающей в себя:

обечайку, окружающую двигатель с осью двигателя и содержащую неподвижную часть и множество секторов,

по меньшей мере одно радиальное плечо, обеспечивающее соединение с гондолой, и

множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным по меньшей мере одним радиальным плечом,

причем указанное множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках указанных секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов, каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча, при этом между каждым из указанных секторов обечайки и указанной неподвижной частью указанной обечайки дополнительно установлен шарнир для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг общей оси поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, расположенным вдоль указанной оси двигателя.

Таким образом, шарнирное соединение каждого из секторов обечайки вокруг оси поворота позволяет легко и быстро «откидывать» данный сектор независимо от смежных секторов для доступа к устройствам или вспомогательным системам, которые он закрывает, причем во время операции нет необходимости в складировании открытого сектора, поскольку он удерживается на обечайке.

Предпочтительно указанный шарнир образован двумя плечами, соединенными одно с корпусом указанного сектора обечайки, а другое с указанной неподвижной частью обечайки, при этом указанные два плеча соединены указанной общей осью поворота, обеспечивающей поворот шарнира перпендикулярно к указанной оси двигателя.

Предпочтительно каждый из указанных секторов обечайки закрыт крышкой, закрепленной на корпусе указанного сектора обечайки посредством винтов с головкой, при этом указанная крышка содержит отверстия со скошенными фасками на их входе для соответствия головкам указанных винтов и обеспечения их установки заподлицо.

Предпочтительно корпус указанного сектора обечайки содержит проход, выполняющий функцию воздухозаборника, для соединения с каналом подачи воздуха.

Изобретение относится также к любому авиационному двигателю, содержащему вышеописанную конструкцию корпуса.

Другие особенности и преимущества изобретения будут более очевидны из последующего описания со ссылками на чертежи, которые поясняют неограничительный пример осуществления.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 показана конструкция корпуса согласно изобретению, устанавливаемая между двигателем и гондолой, вид в перспективе;

на фиг. 2 - конструкция, показанная на фиг. 1, вид в разрезе по сектору обечайки;

на фиг. 3 - вид в разрезе, аналогичный фиг. 2, при этом сектор обечайки откинут для обеспечения доступа к устройствам;

на фиг. 4 - конструкция корпуса, показанная на фиг. 1, при этом крышка сектора обечайки снята, вид сверху.

Варианты осуществления изобретения

На фиг. 1 и 2 соответственно на виде в перспективе и в разрезе показана часть конструкции 10 корпуса, устанавливаемой между двигателем, как правило турбореактивным двигателем, и гондолой летательного аппарата, которая имеет форму разделенной на секторы обечайки (из которых показаны только секторы 12А, 12В), соединенной посредством по меньшей мере одного радиального плеча опоры корпуса гондолы (например, радиального плеча 14). По окружности в зависимости от положения устройств, таких как тяги передачи тяговых усилий, силовые цилиндры, приводящие в действие, например, регулируемые дренажные клапаны VBV или поворотные лопатки статора VSV, обечайка может содержать до восьми отделенных друг от друга смежных секторов, установленных между несколькими равномерно распределенными радиальными плечами. В каждом секторе обечайки выполнены проходы 16, выполняющие функцию воздухозаборников для одной из систем подачи воздуха газотурбинного двигателя (например, системы VBV или системы регулируемого дренажного клапана).

Каждый из секторов обечайки содержит наружную крышку 18, закрепленную винтами 20 с головками, проходящими через корпус 22 этих секторов обечайки. Предпочтительно отверстия этой крышки содержат на своем входе скошенные фаски для соответствия головкам этих винтов и для обеспечения их установки заподлицо, чтобы головка каждого винта точно заходила в это отверстие. При этом головка оказывается на одном уровне с верхней поверхностью крышки, входящей в контакт с потоком второго контура, и, таким образом, не создает препятствия для воздушного потока второго контура и обеспечивает аэродинамическую непрерывность.

Согласно изобретению и как показано, в частности, на фиг. 3 и 4, секторы обечайки соединены между собой или с радиальными плечами средствами крепления, содержащими два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках 32, 34 секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов 26А, 26В; 28А, 28В, каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий 32А, 32В смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча для обеспечения их соответствующего удержания вместе, при этом между каждым из этих секторов обечайки и неподвижной частью 30 соединения (например, остальной частью обечайки) дополнительно расположен шарнир 24, который после удаления винтов обеспечивает индивидуальный поворот каждого из секторов обечайки вокруг общей оси 25 поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, то есть касательной к центральной линии наружной поверхности сектора обечайки.

Множество винтов предназначено для прохождения через множество отверстий, выполненных в двух боковых стенках каждого сектора обечайки. Например, два винта 26А, 26В проходят через два отверстия 32А, 32В боковой стенки 32 сектора 12А обечайки и заходят в боковую стенку смежного радиального плеча 14. Разумеется, число винтов указано лишь в качестве примера, поскольку соединение на двух боковых стенках необходимо осуществлять при помощи по меньшей мере двух винтов для обеспечения избыточности. Вместе с тем, следует ограничивать их количество, так как слишком большое количество винтов скажется на продолжительности операции завинчивания/отвинчивания во время технического обслуживания. Кроме того, поскольку эти винты участвуют в образовании кольцевой конструкции всех секторов обечайки, они неизбежно подвергаются действию многочисленных усилий и, следовательно, должны быть достаточно прочными для обеспечения жесткого соединения.

Обычно шарнир 24 состоит из двух плеч 24А, 24В, соединенны одно с корпусом 22 сектора обечайки, а другое с неподвижной частью 30 этой обечайки, причем эти два плеча соединены общей осью 25 поворота, обеспечивающей поворот шарнира. Этот шарнир может быть единым, то есть центральным, или двойным по обе стороны от центральной оси сектора, как показано на фигурах, или состоять из множества шарниров, распределенных вдоль входной части (относительно перемещения потока второго контура) сектора обечайки. Для ограничения поворота при открывании сектора обечайки может быть выполнен упор (не показан), при этом при закрывании совмещение со смежными секторами получают, например, как показано на фиг. 3, за счет контакта корпуса 22 сектора с неподвижной частью 30. Следует также отметить наличие канала 36 подачи воздуха воздухозаборника, который закреплен при помощи винтов 38 в проходе 16 корпуса сектора.

Таким образом, возможность поворачивать сектор обечайки посредством его шарнира после удаления винтов соединения со смежными секторами обеспечивает быстрый и легкий доступ к устройствам во время операции обслуживания этих устройств под этим сектором (например, периодический осмотр тяг передачи тяговых усилий), не затрагивая смежных секторов обечайки и избегая временного складирования этого сектора (что потенциально может привести к повреждению или к утере).

1. Конструкция корпуса для обеспечения механического соединения между двигателем и гондолой летательного аппарата, включающая в себя:

обечайку, предназначенную для окружения двигателя с осью двигателя и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В),

по меньшей мере одно радиальное плечо (14), расположенное вокруг указанной обечайки и предназначенное для обеспечения соединения с гондолой, и

множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным по меньшей мере одним радиальным плечом, причем указанное множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках (32, 34) указанных секторов обечайки и предназначенных для установки соответственно двух рядов винтов (26А, 26В; 28А, 28В), каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий (32А, 32В) смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча, отличающаяся тем, что между каждым из указанных секторов обечайки и указанной неподвижной частью указанной обечайки установлен шарнир (24) для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг оси (25) поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам, расположенным вдоль указанной оси двигателя.

2. Конструкция корпуса по п. 1, отличающаяся тем, что указанный шарнир образован двумя плечами (24А, 24В), соединенными одно с корпусом указанного сектора обечайки, а другое с указанной неподвижной частью обечайки, при этом указанные два плеча соединены указанной осью поворота, обеспечивающей поворот шарнира перпендикулярно к указанной оси двигателя.

3. Конструкция корпуса по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что каждый из указанных секторов обечайки закрыт крышкой (18), закрепленной на корпусе (22) указанного сектора обечайки посредством винтов (20) с головкой, при этом указанная крышка содержит отверстия со скошенными фасками на их входе для соответствия головкам указанных винтов и обеспечения их установки заподлицо.

4. Конструкция корпуса по п. 3, отличающаяся тем, что корпус указанного сектора обечайки содержит проход (16), выполняющий функцию воздухозаборника, для соединения с каналом (36) подачи воздуха.

5. Авиационный двигатель, содержащий конструкцию корпуса по п. 1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям статоров турбореактивных двигателей. Конструкции корпуса имеет обечайку, окружающую двигатель, содержащую множество секторов (12A,12B), множество радиальных стоек (14), каждая из которых установлена между двумя смежными секторами обечайки и содержит основание (14A).

Изобретение относится к противопожарной защите картера газовой турбины. Картер содержит цилиндрический корпус (10), главное направление которого проходит вдоль продольной оси (X), и входной фланец (20), выполненный радиально относительно продольной оси (X) от входного конца корпуса (10).

Объектом изобретения является крышка (1) центробежного компрессора, предназначенная для крепления на картере (13, 15) газотурбинного двигателя и содержащая множество отверстий (16).

Объектом изобретения является крышка (1) центробежного компрессора, предназначенная для крепления на картере (13, 15) газотурбинного двигателя и содержащая множество отверстий (16).

Изобретение относится к паровой турбине (1) с содержащим одну оболочку корпусом (2) турбины, а также со специальными внутренними корпусами (11, 21), расположенными внутри корпуса (2) турбины, внешняя стенка которой имеет возможность вращения вокруг оси турбины, валом.

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к разъемным корпусам турбомашин. Разъемный корпус турбомашины содержит торцевые фланцы, продольные фланцы, выполненные в местах разъема частей корпуса, колодки с продольным пазом и отверстиями под крепежные элементы.

Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент.

Изобретение относится к устройству для скрепления деталей, в частности к гайкам, и направлено на устранение возможности потери гайки при использовании. Устройство скрепления двух деталей, первая из которых содержит крепежный фланец, содержащий по меньшей мере одно отверстие для прохождения резьбового стержня, установленного на второй детали или выполненного заодно с ней, и средства предупреждения потери гайки относительно фланца до ее завинчивания на резьбовом стержне.

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, имеющей заднюю секцию, содержащую по меньшей мере одну переднюю раму (2), предназначенную для крепления к неподвижной части гондолы.

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 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, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть и множество секторов, по меньшей мере одно радиальное плечо, обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом. Множество средств крепления содержит два ряда отверстий, выполненных в двух параллельных боковых стенках указанных секторов обечайки для установки двух рядов винтов, каждый из которых проходит через соответствующий набор отверстий смежного сектора обечайки или смежного радиального плеча. Между каждым сектором обечайки и неподвижной частью установлен шарнир для обеспечения индивидуального поворота каждого из указанных секторов обечайки вокруг общей оси поворота, перпендикулярной к указанным боковым стенкам. Обеспечивается легкий доступ к устройствам, расположенным под каркасом. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх