Изостатическая подвеска турбореактивного двигателя при помощи двойного заднего крепления

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу (13) и средства (11) соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу. Дополнительное средство (14) соединения расположено между ступицей (13) и зоной (9) крепления выпускного картера на конструкции (12) летательного аппарата для передачи исключительных нагрузок размерности, при этом упомянутое дополнительное средство соединения при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Достигается упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области двухконтурных турбореактивных двигателей. В частности, оно относится к устройствам, которые обеспечивают их крепление на соответствующем летательном аппарате.

Тяговый двигатель, такой как турбореактивный двигатель, можно установить в разных местах самолета посредством крепления к стойке или к пилону, принадлежащим к конструкции этого самолета. Она может быть подвешен под крылом, может быть закреплен на фюзеляже, как правило, сзади, или может быть установлен на хвостовом оперении при помощи соответствующих средств крепления. Эти средства крепления предназначены для обеспечения передачи механических усилий между двигателем и конструкцией самолета. При этом нагрузками, которые необходимо учитывать, являются, в частности, вес двигателя по вертикальной оси Z, его тяга по оси Х двигателя и боковые аэродинамические нагрузки по поперечной оси Y. Передаваемые нагрузки включают в себя также восприятие момента кручения вокруг оси двигателя. Кроме того, эти средства должны поглощать, не передавая на стойку или пилон, деформации, которым подвергается двигатель во время различных фаз полета и которые возникают, например, в результате размерных изменений, связанных с тепловыми расширениями или сжатиями.

Обычным вариантом подвески, например, в случае газотурбинного двигателя с вентилятором, является крепление двигателя к пилону, принадлежащему к конструкции самолета (фюзеляж или крыло), при помощи передней подвески или соединения и при помощи задней подвески или соединения. В частности, переднюю подвеску крепят на промежуточном картера, а заднюю подвеску опосредованно на картере выпуска первичного потока. Эти две детали представляют собой конструктивные элементы газотурбинного двигателя, на которые передаются все усилия.

Современные турбореактивные двигатели являются двухконтурными газотурбинными двигателями с высокой степенью разбавления, при этом сжатие вторичного воздушного потока происходит только на одной ступени компрессора, называемой вентилятором. На выходе этой ступени он направляется по каналу непосредственно в реактивное сопло и участвует в тяге двигателя. Таким образом, он проходит между главным корпусом двигателя, ограниченным картерами, и каналом холодного потока (обычно обозначаемого английской аббревиатурой OFD от Outer Fan Duct, то есть наружный канал вентилятора). Для уменьшения веса этот канал в настоящее время выполняют из композиционного материала. Обычно этот канал закреплен на двигателе при помощи соединений, находящихся на его двух продольных концах, при этом первое крепление осуществляют на входе на промежуточном картере, а второе - сзади на конструктивном кольце, установленном на выпускном картере. Выходная часть сопла, содержащая реверс тяги, закреплена на конструктивном кольце, которое содержит для этого крепежный фланец.

Соединение между кольцом канала холодного потока и выпускным картером обычно осуществляют при помощи стоек, которые пересекают холодный поток. В последних решениях, например, таких как решение, описанное в патентной заявке, поданной на имя заявителя и опубликованной 16/11/2012 года под номером FR2975131, его можно также обеспечить при помощи набора профилированных тяг, соединенных, с одной стороны, с каналом холодного воздуха и, с другой стороны, с выпускным картером. В этом случае соединение осуществляют при помощи гиперстатической решетки из попарно совмещенных тяг, как правило, в количестве шести или восьми, которые соединены в трех или четырех точках с конструктивным кольцом, как показано на фиг.2.

На двухконтурных двигателях возникла проблема, которая связана, с одной стороны, с относительно низкой жесткостью канала холодного потока и, с другой стороны, с плечом рычага, существующим между осью, вдоль которой направлена тяга двигателя, и смещенным относительно нее положением точек крепления двигателя. Это плечо рычага и связанный с ним момент сил стремятся деформировать канал холодного потока, заставляя его принять так называемую форму «банана» между фланцем его крепления на промежуточном картере и конструктивным кольцом. Разумеется, эти деформации каркаса двигателя сказываются на нормальной работе двигателя и его характеристиках по причине появления паразитных зазоров между его деталями, и на механической прочности креплений, которые подвергаются напряжениям, действующим не в оптимальном направлении. Для решения этой проблемы заявитель предложил в своей патентной заявке FR1351414, поданной 20 февраля 2013 года, подкрепить конструктивное кольцо канала холодного потока аркой, соединенной с конструкцией самолета на уровне двух точек крепления вместо одной, при этом две точки являются диаметрально противоположными на окружности кольца.

Это усовершенствование, хотя и устраняет деформации канала холодного потока, сохраняет классическое соединение, выполненное в виде решетки тяг между конструктивным кольцом и выпускным картером. Этот узел, который является гиперстатическим для ограничения различных деформаций, которым может подвергаться конструктивное кольцо, имеет большую массу по причине количества как тяг, так и проушин, необходимых для крепления этих тяг на выпускном картере.

Задачей изобретения является упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы.

В связи с этим объектом изобретения является выпускной картер двухконтурного турбореактивного двигателя, оснащенный средством крепления, предназначенным для соединения с конструкцией летательного аппарата, приводимого в движение турбореактивным двигателем, при этом упомянутый картер цилиндрической формы содержит центральную ступицу и средства соединения между упомянутой ступицей и упомянутым средством крепления, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых на его уровне турбореактивным двигателем при нормальном использовании, при этом упомянутые средства соединения проходят от центральной ступицы и пересекают холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя,

отличающийся тем, что упомянутые средства соединения являются стойками, жестко закрепленными на упомянутой центральной ступице.

Жесткость стоек в сочетании с их прочным креплением на выпускном картере позволяет передавать усилия напрямую на соответствующее средство крепления без их прохождения через конструктивное кольцо крепления канала холодного потока. Это позволяет существенно облегчить этот канал.

Предпочтительно соединительные стойки являются радиальными стойками в количестве двух, расположенными диаметрально противоположно друг другу. В данном случае эта конфигурация является изостатической, что соответствует минимальному необходимому количеству средств соединения и, следовательно, оптимальному решению уменьшения массы средств крепления турбореактивного двигателя.

Предпочтительно наружный конец стоек выполнен с возможностью крепления на средстве крепления при помощи соединения типа скользящей или линейной поворотной опоры. Это позволяет допускать движения, создаваемые дифференциальными деформациями деталей.

Предпочтительно средство крепления является аркой подвески, на которой закреплены наружные концы стоек и которая содержит зону крепления, выполненную с возможностью передачи на конструкцию летательного аппарата усилий, передаваемых упомянутым выпускным картером.

Еще предпочтительнее арка подвески может иметь круглую форму, охватывающую канал холодного потока турбореактивного двигателя.

Предпочтительно арка подвески является полукруглой, при этом соединительные стойки выполнены в количестве двух и расположены на диаметре, перпендикулярном к радиусу, проходящему через зону крепления.

В частном варианте выполнения оснащенный выпускной картер содержит также дополнительное средство соединения, которое при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Добавление этого средства позволяет, рассчитав его соответствующие параметры для особых случаев неисправностей, приводящих к исключительным нагрузкам, освободить стойки и крепежную арку от этой функции и максимально облегчить эти элементы.

Предпочтительно упомянутое средство соединения является тягой, направленной радиально напротив зоны крепления и установленной с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости вокруг проушин, расположенных соответственно на упомянутой ступице и на упомянутой зоне крепления, при этом упомянутая тяга содержит по меньшей мере на одном из своих концов радиально ориентированное вытянутое отверстие, в котором проходит ось соответствующей проушины.

Объектом изобретения является также двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий описанный выше выпускной картер.

Наконец, его объектом является двухконтурный турбореактивный двигатель, оснащенный каналом холодного потока и содержащий описанный выше выпускной картер, в котором дополнительное средство соединения пересекает канал холодного потока через отверстие без контакта.

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

Фиг. 1 изображает схематичный вид известного турбореактивного двигателя.

Фиг. 2 - вид в изометрии известного выпускного картера, соединенного при помощи решетки тяг с конструктивным кольцом крепления канала холодного потока турбореактивного двигателя.

Фиг. 3 - вид в изометрии турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением, оснащенного устройствами его крепления на самолете.

Фиг. 4 - вид в поперечном разрезе турбореактивного двигателя, показанного на фиг. 3, в плоскости его заднего крепления.

Фиг. 5 - детальный вид соединения между конструктивным кольцом и аркой подвески турбореактивного двигателя.

На фиг. 1 схематично показан двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий вентилятор 101, первичный корпус 102, содержащий на своем выходе выпускной картер 10, принадлежащий к конструкции двигателя, и хвостовой конус 107. Первичный поток, который проходит через первичный корпус, выходит в первичное сопло 104, окружающее хвостовой конус, тогда как вторичный поток, выходящий из вентилятора, направляется на его выходе каналом 105 холодного потока, заканчивающимся вторичным соплом 106. На уровне конструктивного кольца (не показано) канал 105 холодного потока соединен с выпускным картером 10 при помощи решетки тяг 103, которые имеют наклон по отношению к радиальной плоскости двигателя, при этом крепление на канале холодного потока расположено спереди по отношению к креплению на выпускном картере.

На фиг. 2, где представлено известное решение, показан выпускной картер 10, окруженный конструктивным кольцом 7 крепления, предназначенным для поддержания с выходной стороны канала 105 холодного потока этого турбореактивного двигателя. Усилия, связанные с этим поддержанием, передаются на выпускной картер 10 через набор из шести тяг 103, которые закреплены одним из своих концов на кольце 7 и другим концом на выпускном картере при помощи креплений в виде проушин. Как показано на фигуре, тяги 103 расположены попарно тангенциально к выпускному картеру 10 и образуют, таким образом, треугольник, вершины которого находятся на кольце 7 крепления. Их прямолинейная часть обычно выполнена уплощенной и имеет профиль, оказывающий минимально возможное сопротивление вторичному потоку, который они пересекают.

На фиг. 3 представлен вид в перспективе турбореактивного двигателя 1, оснащенного средствами соединения с летательным аппаратом, на котором он установлен. В данном случае он показан в так называемой подвешенной конфигурации под крылом, но он может быть также расположен сбоку фюзеляжа и удерживаться соединениями, закрепленными либо на фюзеляже, либо на хвостовом оперении самолета. В этом случае турбореактивный двигатель находится в положении, повернутом на 90° в одном или другом направлении относительно представленной конфигурации, и в этом случае усилия восприятия веса соединениями распределяются по-другому.

Спереди, на уровне своего промежуточного картера турбореактивный двигатель имеет переднюю точку 3 крепления, которая классически передает усилия тяги на летательный аппарат при помощи шаровой опоры, и сзади - две задние точки 4d и 4g крепления, соединенные с выпускным картером и расположенные диаметрально противоположно друг другу. На этих двух точках крепления закреплена полукруглая арка 8, которая образует заднее средство подвески для турбореактивного двигателя. Эта арка, концы которой закреплены на двух задних точках 4d и 4g крепления, содержит в своем центре зону 9 крепления к пилону или к стойке конструкции самолета и выполняет на уровне выпускного картера 10 те же функции передачи усилий, что и переднее крепление 3 на уровне промежуточного картера. Для этого зона 9 крепления установлена на пилоне 12 самолета при помощи соединения, которое является демпфирующим, благодаря использованию эластомерных материалов, и которое допускает степени свободы как в поворотном движении вокруг поперечной оси Оу, так и в поступательном движении вдоль продольной оси х.

На фиг. 4 показан турбореактивный двигатель 4 в соответствии с изобретением в разрезе на уровне выпускного картера 10 и не конструктивного кольца 7 крепления канала холодного потока. На фигуре детально показана задняя подвеска, и она иллюстрирует, каким образом пилон 12 воспринимает усилия, которые передаются турбореактивным двигателем 1 на уровне его выпускного картера 10.

Выпускной картер 10 содержит две жесткие стойки 11, выполненные радиально от его ступицы 13, параметры которых рассчитаны таким образом, чтобы передавать на пилон 12 самолета все силы, действующие на него при нормальном использовании. Эти стойки проходят через кольцо 7 крепления канала холодного потока, не передавая на него усилия, создаваемые турбореактивным двигателем в радиальной плоскости yOz на уровне его выпускного картера. Что касается кольца 7 крепления, то оно просто соединено с двумя стойками 11 для передачи на них усилий (веса и момента прогиба или кручения), исходящих от канала холодного потока. Эта ситуация отличается от известного решения, описанного в заявке FR1351414, где кольцо 7 является конструктивным кольцом, которое воспринимает через тяги все усилия, действующие на выпускной картер 10, и которое передает их на пилон 12 самолета. В заявленной конфигурации эту передачу усилий на арку 8 подвески обеспечивают непосредственно стойки 11 без участия кольца 7 крепления канала холодного потока, которое можно за счет этого значительно облегчить.

Конец 4d или 4g каждой из стоек 11 выполнен с возможностью его крепления на арке 8 подвески. Предусмотрены также средства соединения (не показаны) кольца 7 канала холодного потока со стойками 11 выпускного картера. Они предназначены только для поддержания канала холодного потока и не участвуют, как было указано выше, в передаче усилий между выпускным картером 10 и конструкцией летательного аппарата.

Для обеспечения этих соединений соединительные оси обеспечивают на уровне концов 4d и 4g стоек условие типа скользящей и даже кольцевой линейной опоры между стойками 11, кольцом 7 и аркой 8. Пример такого соединения, которое обеспечивает необходимые перемещения между этими деталями и позволяет учитывать из возможные дифференциальные деформации, показан на фиг. 5. Стойка 11 выпускного картера проходит через отверстие, выполненное в кольце 7 крепления, что обеспечивает возможность перемещения скольжением в направлении, поперечном к кольцу крепления: кроме того, она закреплена на арке 8 подвески при помощи узла винта 16 и шайбы 17, который образует упор и оставляет ее свободной во вращении при помощи втулки 18, установленной между двумя деталями.

Наконец, при расчете параметров соединения между выпускным картером 10 и стойкой 12 необходимо учитывать исключительные усилия, называемые предельными нагрузками, которые могут возникать в случае, например, разрыва лопатки. Этот случай предусмотрен в известном решении за счет соответствующих размерных параметров конструктивного кольца канала 105 холодного потока и соединительных тяг 103, тогда как заявитель поставил перед собой задачу сохранения целостности двигателя при помощи простого и максимально легкого устройства.

Для этого предусмотрена установка устройства, которое находится в режиме ожидания при нормальном использовании и которое задействуют только при появлении в арке 8 подвески усилий, превышающих определенный порог. Это устройство ослабления усилия добавлено к описанному выше соединению между выпускным картером 10 и пилоном 12, и его параметры рассчитаны таким образом, чтобы учитывать исключительные усилия, которые могут возникнуть, например, в результате потери лопаток.

Как показано на фиг. 4, это устройство представляет собой проходящую радиально тягу 14, которая установлена с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости при помощи поворотных соединений на каждом из ее концов. Эта тяга установлена в режиме ожидания с зазором в проушинах, например, при помощи радиально ориентированного вытянутого отверстия по меньшей мере на одном из ее концов. Ее внутренний конец установлен на первой проушине 14а, которая находится на выпускном картере 10, тогда как ее наружный конец установлен на второй проушине 14b, находящейся на зоне 9 крепления арки 8 на пилоне 12. Эти два соединения могут свободно поворачиваться, и длину тяги 14 рассчитывают таким образом, чтобы она не упиралась в оси проушин при нормальном использовании. Однако в случае ненормально высоких усилий и потенциально больших перемещений выпускного картера эта тяга приходит в положение упора, с одной стороны, в выпускной картер 10 и, с другой стороны, в арку 8 на уровне ее зоны 9 крепления, на которую она передает усилия удержания в положении выпускного картера. Ее параметры рассчитаны таким образом, чтобы выдерживать так называемые предельные усилия, и за счет разгрузки стоек 11 и арки подвески, на которые могут действовать такие усилия, она позволяет уменьшить их массу.

Тяга 14 пересекает кольцо 7 крепления канала холодного потока через отверстие 15 без контакта, чтобы на это кольцо не действовали дополнительные нагрузки, в противном случае пришлось бы соответствующим образом предусматривать его размерные параметры, что привело бы к увеличению его массы.

Таким образом, предложенное изобретением решение состоит в замене гиперстатической решетки тяг из известного решения выпускным картером 10, оснащенным встроенными стойками, которые соединены с аркой 8 подвески. Предпочтительно число стоек равно двум, при этом соединение между выпускным картером 10 и пилоном является изостатическим. Эта конфигурация является оптимальной в плане уменьшения массы, которая необходима для обеспечения крепления выпускного картера.

Устройство крепления выпускного картера, состоящее из двух стоек 11, дополнено устройством 14 ослабления усилия, позволяющим воспринимать предельные нагрузки, появляющиеся, например, в результате потери лопатки, и отказаться от расчета размерных параметров стоек и арки подвески для восприятия таких усилий.

Даже допуская некоторое снижение характеристик газотурбинного двигателя сверх определенного порога нагрузок (например, при предельных нагрузках), предложенное изобретение устройство позволяет уменьшить массу арки 8 подвески и ее габаритный размер по толщине, а также повысить безопасность системы крепления и одновременно уменьшить массу выпускного картера.

1. Выпускной картер двухконтурного турбореактивного двигателя для летательного аппарата, оснащенный средством (8) крепления, предназначенным для соединения с конструкцией летательного аппарата, при этом упомянутый выпускной картер цилиндрической формы содержит центральную ступицу (13), установленную на упомянутом средстве (8) крепления при помощи средств соединения, отличающийся тем, что упомянутые средства соединения содержат стойки (11), жестко закрепленные на упомянутой центральной ступице (13) и проходящие через канал (105) холодного потока, в котором проходит вторичный воздушный поток двухконтурного газотурбинного двигателя и проходящими от нее, пересекая вторичный воздушный поток двухконтурного турбореактивного двигателя, при этом упомянутые стойки (11) выполнены с возможностью передачи на упомянутое средство (8) крепления усилий, создаваемых на уровне упомянутой центральной ступицы (13) турбореактивным двигателем при нормальном использовании, не передавая их на канал (105) холодного потока, причем упомянутые средства (8) крепления являются арками подвески, окружающими канал (105) холодного потока, причем стойки (11) содержат наружные концы 4g, 4d), закрепленные на арке 8 подвески, и являются двумя радиальными стойками, расположенными диаметрально противоположно относительно друг друга и центра выпускного картера.

2. Выпускной картер по п. 1, в котором канал холодного потока состоит из наружного канала вентилятора, окружающего центральную втулку в радиально наружном направлении.

3. Выпускной картер по одному из пп. 1 или 2, в котором указанные наружные концы (4d, 4g) каждой стойки (11) выполнены с возможностью крепления на арках подвески при помощи соединения типа скользящей или линейной поворотной опоры.

4. Выпускной картер по одному из пп. 1 и 2, в котором зона (9) крепления выполнена с возможностью передачи на конструкцию летательного аппарата усилий, передаваемых упомянутым выпускным картером.

5. Выпускной картер по п. 1, в котором арка подвески имеет круглую форму, охватывающую канал (105) холодного потока турбореактивного двигателя.

6. Выпускной картер по п. 4, в котором арка (8) подвески является полукруглой, и соединительные стойки расположены на диаметре, перпендикулярном к радиусу, проходящему через зону крепления.

7. Выпускной картер по п. 4, содержащий также дополнительное средство (14) соединения между его ступицей (13) и упомянутой зоной (9) крепления, при этом упомянутое дополнительное средство соединения находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной (9) крепления, и выполнено с возможностью передачи усилий между упомянутой ступицей (13) и упомянутой зоной (9) крепления, когда в указанной арке (8) подвески появляются усилия, превышающие определенный порог.

8. Выпускной картер по п. 7, в котором упомянутое дополнительное средство соединения является тягой (14), размеры которой рассчитаны таким образом, чтобы выдерживать ненормально большие усилия, называемые предельными нагрузками, приводящие к потенциально большим перемещениям выпускного картера.

9. Выпускной картер по п. 8, в котором упомянутая тяга (14) направлена радиально напротив зоны (9) крепления и установлена с возможностью свободного поворота в радиальной плоскости вокруг проушин (14а, 14b), расположенных соответственно на упомянутой ступице и на упомянутой зоне крепления, по меньшей мере одно радиально ориентированное вытянутое отверстие расположено на по меньшей мере одном конце указанной тяги, причем по меньшей мере одна проушина проходит через радиально ориентированное вытянутое отверстие.

10. Выпускной картер по одному из пп. 7 или 8, в котором дополнительное средство (14) соединения пересекает канал (105) холодного потока через отверстие (15) без контакта с каналом холодного воздуха.

11. Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер (10) по одному из пп. 1-10.

12. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 11, в котором соединительные стойки (11) проходят через канал (105) холодного потока на уровне кольца (7) крепления канала холодного потока.

13. Двухконтурный турбореактивный двигатель по п. 12, в котором каждая стойка (11) выпускного картера проходит через отверстие, выполненное в кольце (7) крепления.

14. Двухконтурный турбореактивный двигатель по одному из пп. 12 и 13, в котором арка подвески удерживается соединительными стойками (11) при помощи средств соединения, соединяющих арку подвески с соединительными стойками (11), при этом упомянутое кольцо (7) крепления не участвует в передаче усилий между выпускным картером (10) и конструкцией летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Спрямляющий аппарат вентилятора содержит множество лопаток статора, которые прикреплены к корпусу турбовентиляторного двигателя. Если комбинация типа лопатки статора и типа лопатки статора для одной ограничивающей проточный канал пластины является такой же, как комбинация типа лопатки первой лопатки статора и типа лопатки статора для другой ограничивающей проточный канал пластины, положения первых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины и вторых боковых соединительных участков ограничивающей проточный канал пластины указанных одной ограничивающей проточный канал пластины и другой ограничивающей проточный канал пластины совпадают друг с другом.

Газотурбинный двигатель содержит, среди прочего, вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор, взаимодействующий с указанным вентилятором.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может использоваться при создании вентилятора турбовентиляторного двигателя. Предлагается вентилятор турбовентиляторного авиационного двигателя, включающий корпус, рабочее колесо и спрямляющий аппарат, спрямляющий аппарат снабжен аппаратом поворота лопаток на три заданных угла, каждый из которых соответствует одному из режимов работы двигателя: взлетному, набору высоты, крейсерскому режимам.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям летательных аппаратов. Обтекатель-нагнетатель на входе в воздухозаборник компрессора турбовинтовентиляторного двигателя включает корпус (1) и оси-валы (3) подвижных относительно собственной оси широких лопастей (5) винтов.

Газотурбинный двигатель содержит вентиляторную секцию, содержащую вентилятор, выполненный с возможностью вращения вокруг оси, и редуктор. Редуктор соединен с вентилятором и содержит планетарную приводную зубчатую передачу с заторможенным водилом с передаточным отношением, составляющим по меньшей мере 1,5.

Тело (5a) кожуха для кожуха (5) вентилятора в реактивном двигателе (3) образовано путем использования композитного материала пластика, армированного углеродным волокном.

Способ повышения реактивной тяги в турбореактивном двухконтурном двигателе включает подачу окислительного и горючего рабочего тела в проточный тракт первого контура, их смесеобразование, сгорание и последующее истечение из него продуктов сгорания с получением механической энергии для вращения вентилятора двигателя.

Газотурбинный двигатель содержит секцию (22) вентилятора, вал (40), выполненный с возможностью вращения относительно корпуса (64) вентилятора вокруг центральной оси (А) двигателя, зубчатую конструкцию (48), компрессор (44), неподвижную конструкцию (80) и по меньшей мере один опорный подшипник (82) вентилятора, поддерживающий втулку (60) вентилятора для вращения относительно неподвижной конструкции (80).

Двухконтурный турбореактивный двигатель содержит входное устройство, вентилятор, внутренний контур, внешний контур, сужающееся сопло. Внутри внутреннего контура расположены компрессор с отбором воздуха для охлаждения турбины, камера сгорания, турбины.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения. Силовая свободная турбина включает в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным кольцом и статорным фланцем лабиринта.

Группа изобретений относится к нефтегазовой области. Газоперекачивающий агрегат (ГПА) содержит последовательно сообщенные по рабочему телу: тракт всасывания воздуха, газотурбинную установку с входным устройством для подачи воздуха из камеры всасывания воздуха на вход в ГТД, тракт выхлопа отработанных газов, газовый компрессор и систему охлаждения ГТД.

Газотурбинная установка, содержащая два конструктивных кольцевых картера, соединенные между собой при помощи средств передачи усилий тяги двигателя, которые включают в себя штанги, отличающаяся тем, что эти средства передачи усилий тяги дополнительно включают в себя по меньшей мере одну коробку приводов агрегатов, которая закреплена на первом из упомянутых картеров и которая соединена упомянутыми штангами с другим из упомянутых картеров.

Изобретение относится к конструированию узлов соединительной арматуры трубопроводов в машиностроении, преимущественно турбомашиностроении. Узел соединения трубопроводов турбомашины содержит хомут, закрепленный на по меньшей мере двух трубопроводах и выполненный в виде пары колодок с выемками под трубопроводы, прокладки, расположенные в выемках между колодками и трубопроводом.

Изобретение относится к опорным конструкциям турбомашин. Опорная конструкция может включать в себя первый и второй основные полые опорные элементы, каждый из которых имеет продольную ось и квадратное поперечное сечение.

Опорный узел редукторной системы турбомашины содержит опору, имеющую более податливую часть и менее податливую часть. Менее податливая часть содержит стопор, ограничивающий осевое перемещение редукторной системы в турбомашине.

Газотурбинный двигатель содержит гибкую опору для зубчатой передачи привода вентилятора. Первая турбинная секция имеет первую выходную площадь и способна вращаться с первой скоростью.

Транспортабельный газотурбинный модуль содержит основание, на которое опираются мощная газовая турбина и нагрузка, а также конструкцию, окружающую турбину и нагрузку и соединенную с основанием.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Приводная конструкция для газотурбинного двигателя содержит: вал вентилятора; раму, поддерживающую вал вентилятора; зубчатую систему, приводящую во вращение вал вентилятора; гибкую несущую конструкцию, по меньшей мере частично поддерживающую зубчатую систему, и входной узел зубчатой системы.

Газотурбинный двигатель содержит очень высокоскоростную турбину привода вентилятора, при этом отношение параметра, определяемого произведением площади выходного сечения турбины низкого давления на квадрат скорости вращения турбины низкого давления, к такому же параметру турбины высокого давления составляет от 0,5 до 1,5.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям обшивок, размещенных между двигателем и гондолой. Структура обшивки, расположенная между двигателем и гондолой воздушного судна, содержит кожух, окружающий двигатель и содержащий множество секторов (12А,12В), по меньшей мере, один радиальный кронштейн (14), обеспечивающий соединение с гондолой; и множество крепежных средств для прикрепления указанного множества секторов кожуха друг к другу или к указанному, по меньшей мере, одному радиальному кронштейну.

Двухконтурный турбореактивный двигатель, содержащий выпускной картер, имеющий центральную ступицу и средства соединения, выполненные с возможностью передачи усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, на конструкцию приводимого в движение этим двигателем летательного аппарата, при этом упомянутые средства соединения являются двумя стойками, проходящими от центральной ступицы, пересекая холодный поток упомянутого турбореактивного двигателя, и отличающимися тем, что они жестко закреплены на упомянутой центральной ступице и расположены диаметрально противоположно друг другу. Дополнительное средство соединения расположено между ступицей и зоной крепления выпускного картера на конструкции летательного аппарата для передачи исключительных нагрузок размерности, при этом упомянутое дополнительное средство соединения при нормальном использовании находится в положении выжидания, не передавая усилий между упомянутой ступицей и упомянутой зоной. Достигается упрощение соединения между пилоном самолета и выпускным картером с целью уменьшения его массы. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх