СИЛОВАЯ КОНСТРУКЦИЯ ПИЛОНА ПОДВЕСКИ
BEARING STRUCTURE OF SUSPENSION PYLON

Настоящее изобретение относится к воспринимающей нагрузки конструкции пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата.
Назначение пилона подвески состоит в том, чтобы обеспечить соединение между турбореактивным двигателем и крылом летательного аппарата. В связи с этим, первым концом пилон подвески прикреплен к турбореактивному двигателю посредством заднего крепежного элемента и переднего крепежного элемента, выполненного в форме пирамиды. Вторым концом пилон подвески прикреплен к крылу летательного аппарата посредством переднего крепежного элемента, заднего крепежного элемента и верхнего крепежного элемента, который называется «центрирующим выступом».
Известно, что пилон подвески предназначен для передачи на крыло летательного аппарата статических и динамических нагрузок, создаваемых турбореактивным двигателем, а именно весовой нагрузки или тягового усилия.
Для передачи указанных нагрузок пилон подвески содержит жесткую конструкцию, называемую «воспринимающей нагрузки конструкцией», или «силовой конструкцией», а также совокупность конструкций, которые называют «вспомогательные» конструкции и используют в дополнение к силовой конструкции.
Вспомогательные конструкции обеспечивают разделение и поддержание различных систем, таких как гидравлические системы, электрические системы, системы подачи топлива и системы кондиционирования. Кроме того, указанные вспомогательные конструкции предназначены для крепления аэродинамических обтекателей в виде панелей, установленных на вспомогательных конструкциях.
Как правило, турбореактивный двигатель расположен внутри гондолы, в которой также находятся средства реверсора тяги. Обычно на силовой конструкции закреплен капот гондолы, а на вспомогательных конструкциях - капот вентилятора турбореактивного двигателя.
Силовая конструкция выполнена жесткой по сравнению со вспомогательными конструкциями для того, чтобы обеспечить восприятие статических и динамических нагрузок, создаваемых турбореактивным двигателем. Вспомогательные конструкции, напротив, не предназначены для восприятия указанных нагрузок.
Традиционная силовая конструкция 1 имеет форму «короба», образованного двумя металлическими боковыми панелями 2 и 3 (см. фиг.1), одним верхним металлическим лонжероном 5 и одним нижним металлическим лонжероном 6. Лонжероны 5 и 6 скомпонованы таким образом, чтобы обеспечить присоединение, соответственно, верхней и нижней частей боковых панелей 2 и 3. Продольные 7 и поперечные 8 элементы жесткости, расположенные на каждой боковой панели 2, 3, обеспечивают жесткость силовой конструкции 1.
Внутри короба предусмотрено множество усиливающих рам 9, расположенных между металлическими лонжеронами 5 и 6 и боковыми панелями 2 и 3.
На одном конце силовой конструкции 1 предусмотрена пирамида 10, установленная на крайней усиливающей раме 9. Пирамида 10 содержит крепежный элемент, предназначенный для крепления силовой конструкции 1 к турбореактивному двигателю.
Однако силовая конструкция указанного типа имеет недостаток, который заключается в том, что изготовление и установка данной силовой конструкции на крыле летательного аппарата является довольно сложным процессом, требующим значительных затрат времени.
Для того чтобы упростить процесс изготовления и установки силовой конструкции пилона подвески, в патентной заявке FR 2889505 предложена силовая конструкция 11 (фиг.2), содержащая две боковые стенки 12 и 13, изготовленные из композиционного материала, верхний лонжерон 15 и нижний лонжерон 16. Пирамида 20, предусмотренная на одном конце силовой конструкции 11, содержит крепежный элемент, предназначенный для крепления указанной конструкции 11 к турбореактивному двигателю. Силовая конструкция данного типа не содержит продольных или поперечных элементов жесткости, а также усиливающих рам.
Тем не менее силовая конструкция данного типа имеет недостаток, состоящий в том, что указанная конструкция не обеспечивает достаточную безопасность в случае возгорания турбореактивного двигателя. По существу, в случае возгорания турбореактивного двигателя важно, чтобы силовая конструкция обеспечивала опору для турбореактивного двигателя в течение определенного периода времени, установленного в соответствии с европейскими или американскими нормативными документами. Согласно американскому стандарту FAA-АС 25-865, данный период времени обычно составляет порядка 15 минут. Силовая конструкция, тип которой описан в патентной заявке FR 2889505, разрушается, как правило, до истечения указанного периода времени.
Силовая конструкция указанного типа обладает еще одним недостатком, который заключается в том, что данная конструкция не воспринимает нагрузки вдоль главной оси, а именно вдоль длины силовой конструкции. Верхний крепежный элемент (или «центрирующий выступ»), обеспечивающий крепление к крылу, вставлен в два отверстия 17, которые выполнены в выступах боковых стенок 12 и 13. Такая конфигурация приводит к ослаблению пилона подвески.
Таким образом, цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы предложить силовую конструкцию пилона подвески, которая обеспечит крепление турбореактивного двигателя в течение более длительного периода времени в случае его возгорания.
Кроме того, цель настоящего изобретения состоит в том, чтобы разработать силовую конструкцию пилона подвески, более устойчивую к нагрузкам, а также отличающуюся простотой в изготовлении и в монтаже на крыле летательного аппарата.
Таким образом, согласно первому аспекту изобретение относится к силовой конструкции пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата, которая отличается тем, что она содержит первый боковой блок и второй боковой блок, причем указанные боковые блоки охватывают центральную пластину, изготовленную из материала, способного выдерживать температуру по меньшей мере в 1000°C в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам.
Настоящее изобретение относится к воспринимающей нагрузки конструкции пилона подвески, предназначенного для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата, которая отличается тем, что она содержит первый боковой блок и второй боковой блок, прикрепляемые к крылу летательного аппарата, а также крепежный элемент, прикрепляемый к турбореактивному двигателю. При этом указанные боковые блоки охватывают центральную пластину, по существу, удлиненную вдоль главной оси указанной конструкции и соединенную с указанным крепежным элементом, причем центральная пластина изготовлена из металла или сплава, способного выдерживать температуру по меньшей мере в 1000°C в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам, что обеспечивает восприятие статических и динамических нагрузок, создаваемых турбореактивным двигателем вдоль главной оси.
В данном случае понятие «материал, способный выдерживать температуру по меньшей мере в 1000°C в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам» характеризует материал, который под воздействием температуры, превышающей или равной 1000°C, сохраняет механическую прочность, достаточную для обеспечения крепления турбореактивного двигателя в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам.
Предлагаемая силовая конструкция более проста в изготовлении и в монтаже по сравнению с силовыми конструкциями, известными из уровня техники. Это обусловлено тем, что предлагаемая силовая конструкция по сравнению с известными конструкциями содержит меньшее количество составных элементов - два боковых блока и одну центральную пластину.
Кроме того, наличие небольшого количества составных элементов способствует снижению массы предлагаемой силовой конструкции.
Наличие центральной пластины позволяет повысить прочность пилона подвески. Это связано с тем, что центральная пластина воспринимает различные статические и динамические нагрузки, создаваемые турбореактивным двигателем вдоль главной оси предлагаемой конструкции, а именно вдоль главной оси пилона подвески.
Более того, в случае возгорания, центральная пластина обеспечит крепление турбореактивного двигателя независимо от того, из какого материала изготовлены боковые блоки, при этом указанная пластина соединена, например, с передним крепежным элементом, выполненным в форме пирамиды и прикрепленным к турбореактивному двигателю. Это обусловлено тем, что центральная пластина изготовлена из материала, способного выдержать температуру, равную по меньшей мере 1000°C, в частности по меньшей мере 1200°C и даже 1400°C, в течение периода времени, равного по меньшей мере 15 минутам, в частности 20 минутам и даже 1 часу. В результате предлагаемая конструкция удерживает турбореактивный двигатель в течение более длительного периода времени, по сравнению с конструкцией, раскрытой в патентной заявке FR 2889505.
Таким образом, предлагаемая конструкция отвечает требованиям, установленным европейской организацией - Объединенные администрации авиации (JAA), а также Федеральным управлением гражданской авиации США (FAA), и касающимся противопожарной безопасности и, в частности, минимального периода времени удержания турбореактивного двигателя до его разрушения.
Согласно остальным признакам настоящего изобретения, предлагаемая конструкция содержит одну или несколько следующих дополнительных особенностей, которые можно рассматривать как отдельно, так и в различных сочетаниях:
материал, из которого изготовлена центральная пластина, представляет собой металл или сплав, в частности никельсодержащий сплав;
каждый боковой блок содержит боковую стенку, проходящую до L-образного верхнего элемента, выполненного таким образом, что он расположен, по существу, напротив верхнего элемента другого бокового блока;
предлагаемая конструкция имеет, по существу, трапецеидальное поперечное сечение, образующее нижнее основание и верхнее основание, что обеспечивает наиболее эффективное крепление центральной пластины и позволяет уменьшить количество составных элементов;
ширина нижнего основания меньше ширины верхнего основания, это позволяет сократить количество материалов, необходимых для изготовления боковых блоков;
первый блок и второй блок изготовлены из композиционного материала, это позволяет, во-первых, упростить процесс формования силовой конструкции, например, за счет использования RTM-метода, и, во-вторых, уменьшить массу пилона подвески;
центральная пластина содержит по меньшей мере два гофрированных листа, что способствует повышению инерции центральной пластины;
толщина центральной пластины составляет от 15 мм до 30 мм, что позволяет добиться удачного сочетания таких параметров, как обеспечение оптимальной опоры для турбореактивного двигателя в случае его возгорания и не слишком большая масса предлагаемой конструкции;
первая крышка и вторая крышка выполнены, по существу, ребристыми и установлены, соответственно, на первом боковом блоке и втором боковом блоке, что обеспечивает крепление силовой конструкции к крылу летательного аппарата, в результате чего облегчен процесс монтажа и демонтажа силовой установки, а также обеспечена возможность удержания тяжелых грузов, таких как турбореактивный двигатель;
первая и вторая крышки выполнены металлическими, в результате чего обеспечена возможность удержания турбореактивного двигателя даже в случае его возгорания.
Согласно второму аспекту, настоящее изобретение относится также к пилону подвески, предназначенному для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата и содержащему предлагаемую силовую конструкцию.
Изобретение станет более очевидным при прочтении приведенного далее описания неограниченных вариантов осуществления со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых изображено следующее:
на фиг.1 в перспективе с пространственным разделением деталей изображена силовая конструкция, известная из уровня техники;
на фиг.2 в перспективе с пространственным разделением деталей показана силовая конструкция, раскрытая в патентной заявке FR 2889505;
на фиг.3 в перспективе изображен один из вариантов осуществления предлагаемой силовой конструкции;
на фиг.4 в перспективе с пространственным разделением деталей показан вариант изобретения в соответствии с фиг.1;
на фиг.5 представлен частичный вид сверху на один из вариантов изобретения;
на фиг.6 в увеличенном масштабе изображена зона VI конструкции согласно варианту изобретения с фиг.5.
В соответствии с вариантом изобретения, показанным на фиг.3 и 4, предлагаемая конструкция 101 содержит первый боковой блок 102 и второй боковой блок 103, которые охватывают центральную пластину 104.
Предлагаемая конструкция 101 предназначена для крепления турбореактивного двигателя (не показан) к крылу летательного аппарата (не показано). Пилон подвески (не показан), содержащий предлагаемую конструкцию 101, выполнен с возможностью крепления гондолы любого типа, вмещающей турбореактивный двигатель, в частности, с возможностью крепления структурирующей гондолы, содержащей одну или несколько опор решеток, выполненных за одно целое с пилоном подвески.
Предлагаемая конструкция 101 предпочтительно содержит меньшее количество элементов по сравнению с конструкциями, известными из уровня техники. Это позволяет изготавливать силовую конструкцию с уменьшенной массой, что обусловлено отсутствием совокупности элементов, в частности элементов усиления или ребер жесткости.
Кроме того, облегчен процесс сборки указанных элементов вследствие того, что для формирования предлагаемой конструкции 101 достаточно лишь соединить первый 102 и второй 103 боковые блоки. В отличие от конструкций, известных из уровня техники, при изготовлении предлагаемой силовой конструкции отсутствует необходимость в соединении небольших элементов друг с другом или присоединении их к более крупным узлам. В результате, значительно упрощается процесс сборки предлагаемой конструкции 101.
Предлагаемая конструкция имеет, по существу, удлиненную форму, а именно длина конструкции вдоль главной оси 105 превышает ширину конструкции вдоль оси, проходящей, по существу, перпендикулярно указанной главной оси. Главная ось 105, как правило, совпадает с осью пилона подвески.
Каждый боковой блок 102 (103) предпочтительно содержит боковую стенку 107 (108), проходящую до L-образного верхнего элемента 111 (112), выполненного таким образом, что он расположен, по существу, напротив верхнего элемента (112, 111) другого бокового блока 102 (103).
В каждой боковой стенке 107 и 108 можно предусмотреть средства для крепления вспомогательных конструкций с целью формирования пилона подвески. Указанные средства представляют собой, например, рельсы 109, установленные на стенках 107, 108.
Как показано на фиг.3 и 4, верхний элемент 111, 112 содержит кромку 115, 116. Кромки 115 и 116 верхних элементов выполнены таким образом, что они проходят встык и скреплены любыми крепежным средствами, известными специалистам из уровня техники, например болтами.
Поперечное сечение предлагаемой конструкции 101, а именно сечение, перпендикулярное главной оси 105, предпочтительно имеет, по существу, трапецеидальную форму, образуя нижнее основание 121 и верхнее основание 123. В данном случае определение «трапецеидальное» характеризует сечение, нижнее 121 и верхнее 123 основания которого проходят, по существу, параллельно друг другу. Данная геометрическая форма обеспечивает наиболее эффективное крепление центральной пластины 104 между боковыми блоками 102, 103, а также обеспечивает возможность прокладки кабелей и труб, необходимых для функционирования гондолы и турбореактивного двигателя (не показаны). В соответствии с одним из предпочтительных вариантов изобретения, ширина
нижнего основания 121 меньше ширины
верхнего основания 123, что позволяет сократить количество материалов, необходимых для изготовления боковых блоков 102 и 103. Ширина
нижнего основания 121, как правило, составляет от 90 до 140 мм, в частности от 100 до 120 мм. Ширина
верхнего основания 123, как правило, составляет от 260 до 340 мм, в частности от 280 до 320 мм.
Первый боковой блок 102 и второй боковой блок 103 предпочтительно изготовлены из композиционного материала, например бисмалеинимидной смолы (БМИ), эпоксидной смолы, устойчивой к действию температур более 200°C, в частности к действию температуры, равной примерно 280°C, например PMR15, или изготовлены из углепластика. Преимущество использования композиционных материалов состоит в том, что упрощается процесс изготовления боковых блоков 102, 103 и снижается их масса.
Боковые блоки 102 и 103 можно изготовить методом вакуумного формования с предварительной механической вытяжкой или RTM-методом (трансферным формованием пластмасс).
Метод формования с предварительной механической вытяжкой заключается в том, что пропитанные смолой волокна помещают в форму для получения необходимой предварительно отформованной заготовки, после чего в форме создают, по существу, вакуум для того, чтобы уплотнить получаемый узел. Затем изделие нагревают с целью расплавления содержащейся в волокнах смолы, в результате чего между волокнами создается необходимая связь.
RTM-метод заключается в впрыскивании смолы в волокна предварительно отформованной заготовки с предусмотренными в ней промежуточными волокнистыми слоями. В частности, узел, содержащий волокнистые предварительно отформованные заготовки, помещают в закрытую форму, геометрическая форма которой, как правило, соответствует геометрической форме изготавливаемого механического элемента. После чего производят впрыскивание смолы в форму. В результате смола пропитывает указанный узел из волокнистых предварительно отформованных заготовок.
Предпочтительным является RTM-метод, поскольку данный метод не требует значительных финансовых затрат, прост в реализации и позволяет получить материал с высокой механической прочностью.
Кроме того, элемент, полученный RTM-методом, требует лишь минимальной чистовой обработки. Это связано с тем, что элементы, извлекаемые из формы, имеют окончательные размеры, то есть не требуют механической обработки. Более того, RTM-метод обеспечивает возможность повторения геометрических размеров изготавливаемых элементов.
Боковые блоки 102 и 103 имеют, по существу, удлиненную форму. Длина указанных блоков вдоль главной оси 105 составляет, в частности, от 2050 до 2600 мм, а именно от 2200 до 2400 мм.
Центральная пластина 104 также выполнена, по существу, удлиненной, причем ее длина вдоль главной оси 105 равна или предпочтительно меньше длины боковых блоков 102 и 103. Толщина центральной пластины 104 вдоль оси, проходящей, по существу, перпендикулярно главной оси 105, как правило, меньше длины пластины. Толщина центральной пластины 104 составляет, как правило, от 15 до 20 мм, в частности от 15 до 25 мм, предпочтительно от 15 до 30 мм, что позволяет добиться удачного сочетания таких параметров, как обеспечение оптимальной опоры для турбореактивного двигателя в случае его возгорания и не слишком большая масса предлагаемой конструкции 101.
Согласно предпочтительному варианту изобретения, показанному на фиг.5, центральная пластина 104 содержит два гофрированных листа 161 и 163. Обычно оба этих листа получают путем выдавливания продольных углублений и сварки. Как правило, центральная пластина может содержать более двух гофрированных листов. В процессе сборки предлагаемой конструкции 101 гофрированные листы 161 и 163 крепят любыми средствами, известными специалистам из уровня техники, таким образом, чтобы в контактных зонах формировались воздушные полости. В результате улучшается тепловая инерция пластины 104. Кроме того, наличие гофрированных листов 161 и 163 предпочтительно приводит к сокращению количества материалов, необходимых для изготовления центральной пластины 104, при этом жесткость конструкции является достаточной для обеспечения крепления турбореактивного двигателя в случае возгорания.
Наличие центральной пластины 104 позволяет изготовить предлагаемую конструкцию 101 более устойчивой к статическим и динамическим нагрузкам. По существу, центральная пластина воспринимает статические и динамические нагрузки, создаваемые турбореактивным двигателем (не показан) вдоль главной оси 105 предлагаемой конструкции 101.
Центральная пластина 104, как правило, соединена с крепежным элементом (не показан), изготовленным из металла или любого другого пригодного материала, известного специалистам из уровня техники. Указанный крепежный элемент, как правило, выполненный в форме пирамиды, предназначен для крепления к турбореактивному двигателю. Кроме того, центральная пластина прикреплена с помощью любых средств, известных специалистам из уровня техники, в частности посредством заклепок 167, к крышке 151, которая обеспечивает крепление предлагаемой конструкции 101 к крылу летательного аппарата (см. фиг.6). Таким образом, в случае возгорания, когда температура равна по меньшей мере 1000°C, независимо от того, из какого материала изготовлены боковые блоки 102 и 103, центральная пластина 104 обеспечит крепление турбореактивного двигателя в течение по меньшей мере 15 минут, в частности более 30 минут, и даже более 1 часа. В результате турбореактивный двигатель удерживается в закрепленном состоянии в течение периода времени, по меньшей мере равного промежутку времени, установленному европейским стандартом JAA и американским стандартом FAA, а именно периоду времени, который требуется для выполнения в случае необходимости какого-либо экстренного маневра.
Центральная пластина 104 предпочтительно изготовлена из металла или сплава, предпочтительно никельсодержащего сплава. К никельсодержащим сплавам относится, например, сплав Inconel. В частности, Inconel представляет собой сплав, содержащий, главным образом, никель, кроме того, в состав данного сплава входят такие металлы, как хром, магний, железо и титан. Также в качестве примера можно привести сплав Inco625, сталь или любой другой сплав, содержащий ниобий.
В случае, когда боковые блоки 102 и 103 изготовлены из углепластика или композиционного материала, они образуют вокруг центральной пластины 104 теплозащитный экран благодаря тому, что углепластик и композиционные материалы обладают низкой теплопроводностью.
Согласно одному из предпочтительных вариантов изобретения, первая крышка 130 и вторая крышка 131, выполнены, по существу, ребристыми и установлены, соответственно, на первом боковом блоке 102 и втором боковом блоке 103 с целью присоединения предлагаемой конструкции 101 к крылу летательного аппарата (не показано).
Наличие указанных крышек 130 и 131 упрощает монтаж и демонтаж силовой установки при проведении работ по техническому обслуживанию и ремонту.
Первая крышка 130 и вторая крышка 131 предпочтительно изготовлены из металла, в результате они способны удерживать большие нагрузки, например обеспечивать крепление турбореактивного двигателя даже в случае его возгорания.
Кроме того, облегчен процесс механической обработки элементов первой 130 и второй 131 крышек.
Первая 130 и вторая 131 крышки скомпонованы таким образом, чтобы обеспечить возможность прохождения через них подвижной поворотной оси крепежного элемента, соединяющего предлагаемую конструкцию с крылом летательного аппарата.
Первая и вторая крышки установлены на опорном элементе 141, который выполнен съемным относительно предлагаемой конструкции 101. В указанный опорный элемент вставлен крепежный элемент 143, соединяющий предлагаемую конструкцию 101 с крылом летательного аппарата (не показано). Крепежный элемент 143 выполнен с возможностью поворота вокруг оси 145, проходящей, по существу, перпендикулярно главной оси 105.
Более того, на верхних элементах 111 и 112 закреплена крышка 151, что обеспечивает возможность установки крепежного элемента 153, также соединяющего предлагаемую конструкцию 101 с крылом летательного аппарата, но на участке, расположенном отдельно от участка, предназначенного для установки крепежного элемента 143. Крепежный элемент 153 также выполнен с возможностью поворота вокруг оси 155, проходящей, по существу, параллельно оси 145.
Как показано на фиг.6, крышка 151 прикреплена к пластине 104, выполненной в данном случае в виде двух гофрированных листов 161 и 163, с помощью любых средств, известных специалистам из уровня техники, в частности, посредством заклепки 167 или болта.