подвеска силовой установки к конструктивному элементу летательного аппарата

Формула изобретения

1. Силовая установка летательного аппарата, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, окруженный гондолой, ограничивающей тракт протекания вторичного потока, и средства подвески двигателя под конструктивным элементом летательного аппарата, в частности под крылом этого летательного аппарата, при этом средства подвески содержат пилон, размещенный радиально снаружи тракта протекания вторичного потока и проходящий в плоскости, по существу, параллельной продольной оси двигателя, и средства подвешивания двигателя к пилону, плоскость которого смещена под углом относительно вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя, отличающаяся тем, что средства подвешивания двигателя к пилону содержат две поперечные, по существу, горизонтальные и параллельные балки, которые связывают пилон со средствами шарнирного соединения на верхних частях корпусов двигателя.

2. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что пилон смещен на угол, заключенный, примерно, между 30 и 60°, вокруг продольной оси двигателя по отношению к вертикальной продольной плоскости и вершине гондолы.

3. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что пилон несет входную поперечную балку, которая связана средствами шарнирного соединения с верхней частью промежуточного корпуса двигателя, и выходную поперечную балку, которая связана средствами шарнирного соединения с верхней частью выхлопного корпуса двигателя.

4. Силовая установка по п.3, отличающаяся тем, что средства шарнирного соединения входной поперечной балки на верхней части промежуточного корпуса содержат три тяги, первая связана со свободным концом балки, вторая связана с промежуточной частью балки и третья связана с балкой между ее промежуточной частью и пилоном.

5. Силовая установка по п.3, отличающаяся тем, что выходная поперечная балка связана своим свободным концом с двумя тягами в виде V, шарнирно соединенными с верхней частью выхлопного корпуса.

6. Силовая установка по п.5, отличающаяся тем, что тяги пересекают тракт протекания вторичного потока и являются, по меньшей мере, частично обтекаемыми.

7. Силовая установка по п.4, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, некоторые из тяг шарнирно соединены на балках и на корпусах шаровыми связями.

8. Силовая установка по п.1, отличающаяся тем, что пилон содержит жесткий наклонный опорный кронштейн средств восприятия тяги двигателя, этот кронштейн проходит от пилона в сторону двигателя и соединен своим свободным концом с траверсой, концы которой соединены с промежуточным корпусом двумя тягами.

9. Силовая установка по п.8, отличающаяся тем, что опорный кронштейн размещен, по существу, радиально относительно продольной оси двигателя.

10. Силовая установка по п.8, отличающаяся тем, что точки связи двух тяг на промежуточном корпусе отделены одна от другой на угол, заключенный, примерно, между 90 и 180°, вокруг продольной оси двигателя.

11. Силовая установка по п.10, отличающаяся тем, что точки связи двух тяг симметричны одна другой по отношению к наклонной плоскости, проходящей по продольной оси двигателя и через пилон.

12. Силовая установка по п.8, отличающаяся тем, что опорный кронштейн является частью профилированного трубопровода для прохода вспомогательного оборудования, такого как трубопроводы для текучей среды и электрические кабели.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение касается силовой установки для летательного аппарата, содержащей двухконтурный турбореактивный двигатель, установленный внутри гондолы, ограничивающей тракт протекания вторичного потока, и средства подвески двигателя к такому конструктивному элементу летательного аппарата, как крыло этого летательного аппарата.

Силовая установка подвешивается к крылу летательного аппарата средствами, позволяющими передавать на это крыло усилия, создаваемые двигателем на различных режимах его работы.

Средства подвески силовой установки обычно содержат очень прочную и очень тяжелую деталь, называемую пилоном, размещенную между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата. Этот пилон размещен по существу в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя, и содержит средства подвески двигателя, через которые проходят усилия, передаваемые между двигателем и летательным аппаратом.

Для уменьшения звуковых помех и потребления топлива турбореактивными двигателями конструкторы стремятся повысить коэффициент разбавления в этих двигателях, то есть соотношение между расходом вторичного потока и расходом первичного потока. Достижение этого решение состоит в увеличении диаметра вентилятора и гондолы, а также в уменьшении поперечных размеров корпуса турбореактивного двигателя.

Однако увеличение диаметра вентилятора и гондолы приводит к увеличению поперечного габаритного размера силовой установки. Для того чтобы летательный аппарат сохранял достаточный клиренс, силовая установка должна быть приближена к крылу летательного аппарата, что приводит к уменьшению пространства, предназначенного для пилона, который размещен между силовой установкой и крылом. Габаритные размеры пилона являются относительно большими, так как он должен иметь достаточно жесткую и прочную структуру. Обычно этот пилон выполняется из титана и имеет относительно большую массу. Он обычно размещен за вентилятором турбореактивного двигателя и простирается, по меньшей мере, частично, в направлении тракта протекания вторичного потока, что вносит искажения в течение этого потока. Часть пилона, которая пересекает тракт протекания вторичного потока, должна быть обтекаемой, чтобы иметь аэродинамический профиль и ограничивать турбулентность и интерференционное сопротивление за пилоном.

Целью настоящего изобретения является, в частности, простое, эффективное и недорогое решение этих проблем.

Для этого предлагается силовая установка летательного аппарата, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, окруженный гондолой, ограничивающей тракт протекания вторичного потока, и средства подвески двигателя под конструктивным элементом летательного аппарата, в частности под крылом этого летательного аппарата, при этом средства подвески содержат пилон, размещенный радиально снаружи тракта протекания вторичного потока и простирающийся в плоскости, по существу параллельной продольной оси двигателя, и средства подвешивания двигателя к пилону, причем плоскость пилона смещена под углом к вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя, отличающаяся тем, что средства подвешивания двигателя к пилону содержат две поперечные по существу горизонтальные и параллельные балки, которые связывают пилон со средствами шарнирного соединения на верхних частях корпусов двигателя.

В соответствии с изобретением средства подвески двигателя содержат один единственный пилон, который смещен в сторону двигателя для того, чтобы освободить пространство между силовой установкой и крылом летательного аппарата. Пилон смещен, например, на угол, заключенный между 30 и 60°, например, приблизительно, 45° вокруг продольной оси двигателя, этот угол определен в плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя.

Боковое пространство, в котором размещен пилон, имеет более значительный объем, чем объем между силовой установкой и конструктивным элементом летательного аппарата, что облегчает монтаж и демонтаж пилона в этом боковом пространстве. Смещение пилона к боковой части двигателя позволяет также ограничить турбулентность в потоке воздуха между силовой установкой и крылом. Силовая установка может быть приближена к крылу летательного аппарата таким образом, чтобы обеспечить оптимальный клиренс. Пилон размещен снаружи вторичного потока и не вносит искажений в течение этого потока, что улучшает рабочие характеристики турбореактивного двигателя. Пилон, кроме того, удален от горячих конструкций турбореактивного двигателя и, таким образом, при работе подвергается воздействию менее высоких температур по сравнению с известным уровнем техники. Таким образом, представляется возможным изготовление этого пилона из легкого, но прочного материала, такого как композитный материал. Другой аргумент в пользу такой конфигурации связан с тем фактом, что в случае, когда скорость летящего самолета приближается к скорости звука, вследствие стреловидности крыла пилон становится более коротким из-за его смещения внутрь, что позволяет уменьшить его массу. Наконец, уменьшение интерференционного сопротивления за пилоном позволяет уменьшить звуковые помехи, вызываемые силовой установкой.

В соответствии с характеристикой изобретения средства подвески двигателя содержат две поперечные по существу горизонтальные и параллельные балки, которые связывают пилон со средствами шарнирного соединения на верхних частях корпусов двигателя.

Балки для подвески двигателя протянуты от пилона, размещенного со стороны двигателя, по существу до уровня вертикальной продольной плоскости. Концы балок соединены средствами связи и шарнирного соединения с верхними частями корпусов двигателя. Эти средства связи и шарнирного соединения размещены, предпочтительно, как и центр тяжести силовой установки, вблизи вертикальной продольной плоскости, что ограничивает опасность опрокидывания двигателя в случае снятия/установки этого двигателя в процессе операции обслуживания или контроля.

Пилон может нести поперечную входную балку, которая связана средствами шарнирного соединения с верхней частью промежуточного корпуса двигателя, и поперечную выходную балку, которая связана средствами шарнирного соединения с верхней частью выхлопного корпуса двигателя.

Средства шарнирного соединения входной поперечной балки на верхней части промежуточного корпуса содержат, например, три тяги, первая связана со свободным концом балки, вторая связана с промежуточной частью балки и третья связана с балкой между ее промежуточной частью и пилоном. Тяги предпочтительно шарнирно соединены на входной балке и на промежуточном корпусе посредством шаровых связей.

Средства связи и шарнирного соединения входной балки на промежуточном корпусе предпочтительно задуманы для того, чтобы воспринимать усилия, возникающие в боковом и вертикальном направлениях относительно оси двигателя, а также крутящего момента, действующего вдоль оси двигателя.

Выходная поперечная балка связана, например, своим свободным концом с двумя тягами в виде V, которые шарнирно соединены на выхлопном корпусе. Эти тяги пересекают тракт протекания вторичного потока и, по меньшей мере, частично, выполнены обтекаемыми для ограничения турбулентности и потерь напора в потоке. Эти тяги могут быть шарнирно соединены на выходной балке и на выхлопном корпусе шаровыми связями.

Средства связи и шарнирного соединения выходной балки с выхлопным корпусом предпочтительно предназначены для того, чтобы воспринимать усилия по боковому и вертикальному направлениям относительно оси двигателя.

Пилон, кроме того, может содержать жесткий наклонный опорный кронштейн средств восприятия тяги двигателя, при этом кронштейн простирается от пилона к двигателю, и связан свободным концом c траверсой, концы которой связаны с промежуточным корпусом с помощью тяг.

Точки связи двух тяг на промежуточном корпусе, например, отстоят одна от другой примерно на угол, заключенный между 90 и 180° вокруг продольной оси двигателя, при этом угол определен в плоскости, перпендикулярной продольной оси двигателя. Эти точки связи предпочтительно симметричны одна другой относительно наклонной плоскости, проходящей через продольную ось двигателя и пилона. Опорный кронштейн может располагаться практически радиально в этой плоскости.

Опорный кронштейн, предпочтительно, является частью профилированного проходного вспомогательного трубопровода, такого как трубопроводы для текучей среды и электрических кабелей. Он проходит через тракт протекания вторичного потока и может иметь, по меньшей мере, частично, аэродинамический профиль.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг.1 схематично изображает вид сбоку силовой установки летательного аппарата в соответствии с известным уровнем техники;

фиг.2 схематично изображает вид сзади силовой установки летательного аппарата в соответствии с изобретением;

фиг.3 схематично изображает в перспективе силовую установку по фиг.2 c частично удаленной гондолой, вид сзади и сбоку;

фиг.4 схематично изображает в перспективе силовую установку по фиг.2 с полностью удаленной гондолой, вид сзади и сбоку;

фиг.5 изображает в крупном плане часть по фиг.4;

фиг.6 схематично изображает в перспективе входные средства подвески силовой установки по фиг.2, вид сзади и сбоку;

фиг.7 схематично изображает в перспективе выходные средства подвески силовой установки по фиг.2, вид сзади и сбоку;

фиг.8 схематично изображает в перспективе средства восприятия тяги силовой установки по фиг.2, вид сзади и сбоку.

Силовая установка 10 летательного аппарата, схематично представленная на фиг.1, содержит гондолу 12 обычно цилиндрической формы, внутри которой установлен двухконтурный турбореактивный двигатель 14, содержащий впереди вентилятор 16, колесо которого (не показано) приводится во вращение внутри корпуса 18 вентилятора. Корпус 18 вентилятора связан своим выходным концом с круговой стенкой промежуточного корпуса 19. Корпусы 18 и 19 несут на себе гондолу 12.

Поток 20 воздуха, всасываемый вентилятором 16, разделяется на выходе из вентилятора на первичный поток 22, поступающий в турбореактивный двигатель 14, содержащий размещенные от входа к выходу компрессор, камеру сгорания и турбину, и на вторичный поток 24, который проходит между корпусом турбореактивного двигателя 14 и гондолой 12 и который обеспечивает большую часть тяги, к которой добавляется тяга, созданная газообразными продуктами горения, выбрасываемыми из турбины.

Тракт вторичного потока 24 снаружи ограничивается внутренней стенкой 26 гондолы 12, а внутри - цилиндрической оболочкой 28, которая окружает корпус турбореактивного двигателя и которая простирается от ступицы (не показана) промежуточного корпуса 19 до выхлопного корпуса 30, размещенного на выходе из турбины.

В известном уровне техники силовая установка 10 подвешивается обычно под крылом 32 с помощью пилона 34, который простирается по существу в вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось 35 турбореактивного двигателя, в пространстве 46 между корпусом турбореактивного двигателя 14 и крылом 32 летательного аппарата. Эта продольная вертикальная плоскость совпадает с плоскостью сечения на фиг. 1.

Пилон 34 выполнен из твердого материала, такого как титан. Он содержит в области своей входной концевой части средства 36, 38 для подвески турбореактивного двигателя 14, через которые проходят все усилия, передаваемые между двигателем и летательным аппаратом, при этом выходная концевая часть пилона связана с крылом 32 летательного аппарата средствами крепления 40, 42.

Как было описано выше, увеличение коэффициента разбавления турбореактивного двигателя, то есть соотношения между расходом вторичного потока 24 и расходом первичного потока 22, приводит к расширению диаметров корпуса 18 вентилятора и гондолы 12. Для того чтобы летательный аппарат сохранял достаточный клиренс 44, турбореактивный двигатель приближен к крылу 32, что приводит к уменьшению пространства 46 между двигателем и крылом и объема этого пространства для размещения пилона 34 для подвешивания двигателя.

В представленном примере входная концевая часть пилона 34 простирается в тракте вторичного потока 24 и закреплена на турбореактивном двигателе 14 с помощью входных средств 36 подвески, простирающихся между пилоном 34 и ступицей промежуточного корпуса 19, а также с помощью выходных средств 38 подвески, простирающихся между пилоном и выхлопным корпусом 30.

Входная концевая часть пилона 34, которая пересекает тракт вторичного потока 24, должна быть обтекаемой для того, чтобы не сильно влиять на течение вторичного потока. Однако пилон 34 вызывает турбулентность и значительные потери напора в этом потоке, что приводит к ухудшению рабочих характеристик турбореактивного двигателя. Более того, воздух, который проникает в узкое пространство 46 между турбореактивным двигателем 14 и крылом 32 летательного аппарата, должен огибать пилон 34, что создает значительное лобовое сопротивление под крылом 32 летательного аппарата.

Изобретение позволяет решить, по меньшей мере, часть этих проблем известного уровня техники благодаря пилону, который смещен под углом относительно продольной вертикальной плоскости вокруг оси 35 турбореактивного двигателя и который размещен снаружи тракта протекания вторичного потока, чтобы не вносить искажений в это протекание, для улучшения рабочих характеристик турбореактивного двигателя и уменьшения звуковых эмиссий при работе.

В примере, изображенном на фиг.2-8, элементы, описанные со ссылкой на фиг.1, обозначены теми же цифрами, увеличенными на сотню.

Пилон 134 смещен на угол , заключенный между 30 и 60°, и, например, приблизительно на 45°, вокруг оси 135 по отношению к вертикальной продольной плоскости 150 и к вершине гондолы, этот угол определен в плоскости, перпендикулярной оси 135. Пилон закреплен соответствующими средствами 140, 142 под крылом 132 летательного аппарата и расположен со стороны фюзеляжа 152 этого летательного аппарата.

Пилон 134 размещен снаружи внутренней стенки 126 гондолы 112 и даже снаружи гондолы 112 и не подвергается воздействию воздуха вторичного потока 124. Он может быть выполнен из менее термически стойкого материала, но более легкого, чем материал пилонов известного уровня техники. Пилон 134 выполнен, например, из композитного материала.

Пилон содержит входную 154 и выходную 156 поперечные балки, к которым турбореактивный двигатель 114 крепится с помощью соответственно входных и выходных средств подвески.

Входная 154 и выходная 156 балки, по существу, параллельны и размещены в, по существу, горизонтальной плоскости от боковой части пилона 134, размещенной со стороны, противоположной фюзеляжу 152 летательного аппарата, до их свободных концов, расположенных на уровне вертикальной продольной плоскости 150.

Свободный конец входной балки 154 шарнирно соединен на одном конце первой тяги 158, другой конец которой шарнирно соединен на оси скобы 160, размещенной на вершине внешней круговой стенки промежуточного корпуса 119 двигателя. Балка 154 также шарнирно закреплена на уровне своей средней части на конце второй тяги 162, другой конец которой шарнирно закреплен на оси скобы 164, расположенной на внешней стенке промежуточного корпуса 119. Промежуточная часть балки 154, размещенная между ее средней частью и пилоном 134, связана третьей тягой 163 со скобой 164, расположенной на внешней стенке промежуточного корпуса 119.

В представленном примере тяги 158, 162, 163 имеют малую длину и простираются в одной и той же поперечной плоскости, но ориентированы в различных направлениях одни относительно других. Тяги 158, 162, 163 предпочтительно шарнирно соединены на балке 154 и скобах 160, 164 шаровыми связями.

Пилон 134 связан входной балкой 154 с внешней стенкой промежуточного корпуса 119 двигателя, в то время как пилон 134 из известного уровня техники связан со ступицей этого промежуточного корпуса.

Определяют ортонормальный репер OXYZ, в котором продольная ось ОХ параллельна продольной оси 135 двигателя и ориентирована назад, вертикальная ось OY ориентирована вертикально вверх, а боковая ось OZ ориентирована горизонтально к одной из сторон двигателя (например, к фюзеляжу летательного аппарата), при этом оси OX, OY, OZ перпендикулярны между собой.

Балка 154, тяги 158, 162, 163 и их средства шарнирного соединения предназначены для обеспечения восприятия усилий в боковом ОZ или вертикальном OY направлениях и крутящего момента по оси двигателя.

Свободный конец выходной балки 156 шарнирно закреплен на соединительной детали 166, которая связана с концами двух V-образно расположенных тяг 168, 168'. Соединительная деталь 166 обычно имеет треугольную форму, при этом выходная балка 156 связана предпочтительно посредством шаровой связи с соединительной деталью на уровне первой из ее вершин. Одна из двух тяг 168 связана с одним из ее концов посредством качающейся или аналогичной связи со второй вершиной соединительной детали 166, а другая тяга 168' жестко связана одним из своих концов с третьей вершиной соединительной детали 166.

Другие концы тяг 168, 168' содержат каждый проушину 170, шарнирно соединенную с осью скобы 172, размещенной на выхлопном корпусе 130 двигателя. Связи между балкой 156 и соединительной деталью 166 и между тягами 162 и выхлопным корпусом 130 выполнены шарнирными.

Тяги 168, 168' размещены в одной и той же поперечной плоскости и наклонены одна относительно другой с образованием перевернутого V.

Эти тяги 168, 168' пересекают вторичный поток 124 и имеют аэродинамический профиль, способствующий уменьшению турбулентности и потерь напора в этом потоке. В представленном примере выходная часть 174 этих тяг 168, 168' образует двугранный угол, вершина которого ориентирована к выходу.

Балка 156, соединительная деталь 166, тяги 168, 168' и их средства шарнирного соединения или связи предназначены для обеспечения восприятия усилий в боковом OZ и вертикальном OY направлениях.

Как видно из предшествующего, свободные концы входной 154 и выходной 156 балок размещены в вертикальной продольной плоскости 150 (фиг.2). Тяга 158, соединяющая свободный конец входной балки 154 со скобой 160 промежуточного корпуса 119, размещена в этой вертикальной плоскости 150. Тяги 168, 168', соединяющие выхлопной корпус 130 с выходной балкой 156, симметричны одна другой относительно вертикальной плоскости 150, а их точки крепления (скобы 172) на промежуточном корпусе также симметричны относительно этой плоскости. Центр тяжести двигателя размещен в вертикальной продольной плоскости 150. Таким образом, в процессе снятия/установки турбореактивного двигателя 114 опрокидывание двигателя с одной или другой стороны весьма ограничено и опасность получения ранений персоналом, осуществляющим операцию обслуживания, а также порчи компонентов силовой установки, весьма невелика.

Пилон 134 содержит также жесткий опорный кронштейн 178 средств восприятия тяги двигателя. Опорный кронштейн 178 расположен поперечно и по существу радиально относительно оси двигателя от средней части пилона 134 к корпусу турбореактивного двигателя 114 и незначительно в сторону выхлопного корпуса 130.

Кронштейн 178 шарнирно закреплен своим свободным концом на средней части траверсы 180, каждый из концов которой шарнирно закреплен на конце тяги 182. Тяги 182 направлены к входной части, и их другие концы шарнирно закреплены соответствующими средствами на ступице промежуточного корпуса 119.

Тяги 182 и точки связи этих тяг на ступице промежуточного корпуса 119 являются симметричными относительно плоскости, проходящей по продольной оси 135 двигателя и пилону 134. Эти точки связи удалены одна от другой на угол, заключенный между 90 и 180°, вокруг продольной оси 135 двигателя, причем этот угол размещен в плоскости, перпендикулярной оси 135.

Опорный кронштейн 178 является частью трубопровода (не показан) для прохода вспомогательного оборудования, такого как электрические кабели и трубопроводы для текучих сред (воздух, масло, топливо и т.д.), этот трубопровод пересекает тракт вторичного потока и является обтекаемым с аэродинамическим профилем для ограничения турбулентности в этом потоке. Траверса 180 и тяги 182 размещены радиально внутри цилиндрической оболочки, окружающей корпус двигателя (поз.28 на фиг.1), и не подвергаются воздействию вторичного потока.