Узел крепления пилона двигателя самолета к крылу
AIRCRAFT ENGINE PYLON ATTACHMENT TO WING ASSEMBLY

ССЫЛКИ НА РОДСТВЕННЫЕ ЗАЯВКИ
[0001] Настоящая заявка может считаться относящейся к одновременно рассматриваемой и имеющей того же заявителя заявке на патент США, серийный номер --------, поданной одновременно с настоящим документом (ссылочный номер поверенного BHD-4439-207), явным образом полностью включенной в настоящий документ посредством ссылки.
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
[0002] Варианты осуществления, раскрываемые в настоящем документе, относятся, в целом, к узлам крепления двигателя самолета (например, турбореактивного двигателя) к нижней стороне крыла самолета посредством пилона крепления двигателя.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0003] Для достижения конструктивных замыслов, относящихся к уменьшению потребления топлива и связанных с этим преимуществ уменьшения, посредством этого, объема выбросов в атмосферу загрязняющих веществ и шума, в индустрии коммерческой авиации существует тенденция в сторону внедрения турбореактивных двигателей, имеющих улучшенные критерии конструирования. Эти турбореактивные (турбовинтовые) двигатели нового поколения, однако, являются более крупными и, таким образом, более тяжелыми, чем существующие модели двигателей. С другой стороны, с конечной целью достичь дополнительной экономии топлива, для соответствия двигателям нового поколения, предлагаются новые конструкции крыла, то есть, конструкции крыла, которые выдерживают более низкое индуктивное сопротивление по причине большего аспектного отношения. Эти новые крылья с большим аспектным отношением, однако, демонстрируют характеристику, которая приводит к поперечным сечениям меньшего размера с уменьшенной жесткостью. Оба эти фактора способствуют тому, чтобы требования по аэроупругости становились более критически важными, чем для существующего поколения коммерческих реактивных двигателей.
[0004] Принимая во внимание относительно больший вес и размер турбореактивных двигателей нового поколения, а также тот факт, что они будут устанавливаться под сконструированными по-новому крыльями с большим аспектным отношением и, таким образом, с поперечными сечениями меньших размеров, эффективность по аэроупругости, тем самым, становится сильно зависимой от конструкции установочных узлов для крепления пилона крепления двигателя к нижней стороне крыла. Существующие решения для установочного узла «пилон-крыло» не могут обеспечить надлежащую жесткость для новых массовых и геометрических характеристик нового поколения более крупных турбореактивных двигателей, которые бы легко удовлетворяли сертификационным требованиям по флаттеру, в частности, когда механизмы тангажа двигателя являются критически важными для обеспечения надлежащего функционирования двигателя.
[0005] Таким образом, если существующие на настоящий момент узлы крепления пилона к крылу должны быть приспособлены для нового поколения турбореактивных двигателей, будет необходимым либо увеличение массы конструкции кессона крыла, либо замена конструкционных материалов кессона крыла (например, с традиционных металлических сплавов на более твердые и более дорогие альтернативы, такие как композитные системы).
[0006] Вследствие этого, в области техники существует потребность в узлах крепления пилона к крылу для турбореактивных двигателей, которые обеспечат надлежащие требования по жесткости для размещения как более тяжелых турбореактивных двигателей нового поколения, так и крыльев самолета с большим аспектным отношением (меньшим поперечным сечением). Именно на обеспечение такого решения и направлены варианты осуществления настоящего изобретения, раскрываемые в настоящем документе.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0007] В соответствии с вариантами осуществления, раскрываемыми в настоящем документе, предложены установочные пилоны в сборе для крепления двигателя к крылу самолета, которые содержат верхний соединительный элемент пилона и нижний соединительный кессон пилона, причем верхний соединительный элемент пилона и нижний соединительный кессон пилона, соответственно, содержат множество противоположных пар соединительных выступов. По меньшей мере одна пара соединительных выступов содержит штыревое соединение для ограничения степеней свободы по оси x и взаимно перпендикулярной оси z, в то время как по меньшей мере одна другая пара соединительных выступов содержит соединительную штангу для ограничения степеней свободы по оси z.
[0008] Множество противоположных пар соединительных выступов могут включать в себя переднюю, среднюю и заднюю пары соединительных выступов. В соответствии с некоторыми вариантами осуществления, передняя и задняя пары соединительных выступов содержат соответствующие соединительные штанги для ограничения степеней свободы по оси z, а средняя пара соединительных выступов содержит штыревое соединение для ограничения степеней свободы по оси x и взаимно перпендикулярной оси z.
[0009] Другие варианты осуществления содержат среднюю и заднюю пары соединительных выступов, взаимосвязанные посредством соответствующих соединительных штанг, для ограничения степеней свободы по оси z, а передняя пара соединительных выступов содержит штыревое соединение для ограничения степеней свободы по оси x и взаимно перпендикулярной оси z.
[0010] Еще другие варианты осуществления будут содержать переднюю и среднюю пары соединительных выступов, которые содержат соответствующие штыревые соединения для ограничения степеней свободы по оси x и взаимно перпендикулярной оси z, причем задняя пара соединительных выступов содержит соединительную штангу для ограничения степеней свободы по оси z.
[0011] Верхний соединительный элемент пилона может представлять собой твердотельную структуру, жестко соединенную с кессоном крыла самолета и проходящую вперед от кессона крыла самолета. В соответствии с некоторыми вариантами осуществления, передний соединительный выступ верхнего соединительного элемента пилона может продолжаться вперед от и являться искривленным вниз относительно кессона крыла.
[0012] Эти и другие аспекты и преимущества настоящего изобретения станут более понятными после тщательного рассмотрения нижеследующего подробного описания предпочтительных иллюстративных вариантов осуществления изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0013] Раскрываемые варианты осуществления настоящего изобретения будут в лучшей степени и в более полной мере понятны при ссылке на нижеследующее подробное описание примерных, не ограничивающих, иллюстративных вариантов осуществления в соединении с чертежами, на которых:
[0014] фиг.1 представляет собой общий вид спереди снизу типичного двигателя самолета и его ассоциированного пилона крепления в соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения для крепления двигателя к конструкции кессона крыла самолета;
[0015] фиг.2 представляет собой увеличенный вид в вертикальном разрезе сбоку одного варианта осуществления пилона крепления двигателя к крылу самолета, изображенного на фиг.1;
[0016] фиг.3 представляет собой увеличенный вид в вертикальном разрезе сбоку одного другого варианта осуществления пилона крепления двигателя к крылу самолета, изображенного на фиг.1; и
[0017] фиг.4 представляет собой увеличенный вид в вертикальном разрезе сбоку еще одного другого варианта осуществления пилона крепления двигателя к крылу самолета, изображенного на фиг.1.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0018] Сопроводительная фиг.1 изображает, в целом, самолет 10, имеющий фюзеляж 10-1 и иллюстративное крыло 10-2, определяемое посредством конструктивного кессона 12 крыла, сформированного из лонжеронов 12-1 крыла, проходящих наружу от фюзеляжа 10-1, и элементов 12-2 ребер с оптимальными аэродинамическими формами (смотри фиг.2-4). Иллюстративный турбореактивный двигатель 14 показан прикрепленным к нижней стороне крыла 10-2 посредством установочного пилона 16 в сборе в соответствии с настоящим изобретением. Безусловно, будет понятно, что на фиг.1 показаны только крыло 10-2 со стороны левого борта и двигатель 14 со стороны левого борта, но являющиеся иллюстративными для крыла и двигателя со стороны правого борта, не изображенных в настоящем документе. Таким образом, нижеследующее описание равно применимо как к крыльям, так и к двигателям самолета 10.
[0019] Фиг.2 более детально демонстрирует один вариант осуществления для крепления турбореактивного двигателя 14 самолета к кессону 12 крыла 10-2 самолета посредством установочного пилона 16 в сборе в соответствии с настоящим изобретением. Как показано, установочный пилон 16 в сборе состоит из верхнего соединительного элемента 16-1 пилона и нижней конструкции 16-2 кессона пилона, соединенных друг с другом посредством соединительного узла 18a. Верхний соединительный элемент 16-1 пилона представляет собой, в наиболее предпочтительном варианте, твердотельную структуру (то есть, твердую массу из сплава легких металлов), жестко прикрепленную к и проходящую вперед от кессона 12 крыла относительно направления движения самолета (обозначено посредством стрелки A на фигурах 2-4). Нижняя конструкция 16-2 кессона пилона, однако, в предпочтительном варианте, сформирована из взаимосвязанной решетчатой конструкции из отдельных продольных и поперечных опорных элементов (не показаны). В интересах улучшенной аэродинамики, как верхний соединительный элемент 16-1 пилона, так и нижняя конструкция 16-2 кессона пилона могут покрываться посредством подходящей конструкции обшивки (не показана), например, листом из алюминиевого сплава.
[0020] Верхний соединительный элемент 16-1 пилона содержит проходящий вперед соединительный выступ 16-1a. В описываемом варианте осуществления, соединительный выступ 16-1a представляет собой, в основном, выступ вперед V-образной формы верхнего соединительного элемента 16-1 пилона. Кессон 12 крыла обеспечивается средним и задним соединительными выступами 16-1b и 16-1c, соответственно. Нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит последовательность соединительных выступов, содержащих передний соединительный выступ 16-2a, средний соединительный выступ 16-2b и задний выступ 16-2c. Следует обратить внимание, что нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит задний концевой участок, который проходит ниже кессона 12 крыла так, что кессон 12 крыла и задний конец конструкции кессона пилона могут быть соединены вместе в противоположной паре задних выступов 16-1c, 16-2c. Передний концевой участок конструкции 16-2 кессона пилона проходит вперед от верхнего соединительного элемента 16-1 пилона так, чтобы размещать двигатель 14. Двигатель 14 косвенно соединен с нижней частью нижней конструкции 16-2 кессона пилона посредством стандартных передних и хвостовых устройств 19a, 19b крепления двигателя, соответственно.
[0021] Пары передних и задних соединительных выступов 16-1a, 16-2a и 16-1c, 16-2c соединяются вместе посредством соединительных штанг 18a и 18c, соответственно. Соединительные штанги 18a, 18c, тем самым, ограничивают степени свободы для каждых таких пар передних и задних соединительных выступов 16-1a, 16-2a и 16-1c, 16-2c в направлении z (то есть, в направлении вверх, перпендикулярном направлению движения самолета (стрелка A). Пара средних выступов 16-1b, 16-2b, однако, соединяется вместе посредством соединительного штыря 18b, который ограничивает степень свободы как в направлении x (параллельном направлению движения по стрелке A), так и в направлении z (перпендикулярно вверх относительно направления движения по стрелке A). Эти соединения, тем самым, служат для обеспечения надлежащей жесткости для крепления двигателя 14 с целью удовлетворения требований по флаттеру, в частности, для механизмов тангажа двигателя.
[0022] В целях соответствия сертификационным требованиям по аварийной ударобезопасности, различные соединительные штыри и соединительные штанги могут обеспечиваться стандартными плавкими предохранительными штырями (деформируемыми штырями) с возможностью выламывания в случае, когда обнаруживается чрезмерная центростремительная сила. В варианте осуществления по фиг.2, соединительный штырь 18b представляет собой плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь), соединительная штанга 18a имеет плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь) на своем нижнем конце, соединенном с выступом 16-2a, а соединительная штанга 18c имеет плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь) на своем нижнем конце, соединенном с выступом 16-2c.
[0023] Альтернативный вариант осуществления для крепления турбореактивного двигателя 14 самолета к кессону 12 крыла 10-2 самолета посредством установочного пилона 16ʹ в сборе в соответствии с настоящим изобретением более детально показан на сопроводительной фиг.3. В этой связи, конструкции, схожие с конструкциями, изображенными на фиг.2, были показаны на фиг.3 с помощью таких же самых ссылочных обозначений, но с характеризующим знаком в виде одиночного штриха (ʹ). Следует отметить, что, как и верхний соединительный элемент 16-1 пилона 16 в сборе, верхний соединительный элемент 16-1ʹ пилона 16ʹ в сборе, схожим образом, в наиболее предпочтительном варианте, представляет собой твердотельную структуру (то есть, твердую массу из сплава легких металлов), жестко прикрепленную к и проходящую вперед от кессона 12 крыла относительно направления движения самолета (обозначено посредством стрелки A). В интересах улучшенной аэродинамики, как верхний соединительный элемент 16-1ʹ пилона, так и нижняя конструкция 16-2 кессона пилона могут покрываться посредством подходящей конструкции обшивки (не показана), например, листом из алюминиевого сплава.
[0024] Верхний соединительный элемент 16-1ʹ пилона содержит проходящий вперед и искривленный вниз соединительный выступ 16-1aʹ. Кессон 12 крыла обеспечивается средним и задним соединительными выступами 16-1bʹ и 16-1cʹ, соответственно. Нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит последовательность соединительных выступов, содержащих передний соединительный выступ 16-2aʹ, средний соединительный выступ 16-2bʹ и задний выступ 16-2cʹ. Следует обратить внимание, что нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит задний концевой участок, который проходит ниже кессона 12 крыла так, что кессон 12 крыла и задний конец конструкции кессона пилона могут быть соединены вместе в противоположной паре задних выступов 16-1cʹ, 16-2cʹ. Передний концевой участок конструкции 16-2 кессона пилона проходит вперед от верхнего соединительного элемента 16-1ʹ пилона так, чтобы размещать двигатель 14.
[0025] В соответствии с вариантом осуществления установочного пилона 16ʹ в сборе, изображенного на фиг.3, пары средних и задних соединительных выступов 16-1bʹ, 16-2bʹ и 16-1cʹ, 16-2cʹ соединяются вместе посредством соединительных штанг 18bʹ и 18cʹ, соответственно. Соединительные штанги 18bʹ, 18cʹ, тем самым, ограничивают степени свободы для каждых таких пар передних и задних соединительных выступов 16-1bʹ, 16-2bʹ и 16-1cʹ, 16-2cʹ в направлении z (то есть, в направлении вверх, перпендикулярном направлению движения самолета (стрелка A). Пара передних выступов 16-1aʹ, 16-2aʹ, однако, соединяется вместе посредством соединительного штыря 18aʹ, который ограничивает степень свободы как в направлении x (параллельном направлению движения по стрелке A), так и в направлении z (перпендикулярно вверх относительно направления движения по стрелке A).
[0026] В целях соответствия сертификационным требованиям по аварийной ударобезопасности, различные соединительные штыри и соединительные штанги могут обеспечиваться стандартными плавкими предохранительными штырями (деформируемыми штырями) с возможностью выламывания в случае, когда обнаруживается чрезмерная центростремительная сила. В варианте осуществления по фиг.3, соединительный штырь 18aʹ представляет собой плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь), соединительная штанга 18bʹ имеет плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь) на своем нижнем конце, соединенном с выступом 16-2bʹ, а соединительная штанга 18cʹ имеет плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь) на своем нижнем конце, соединенном с выступом 16-2cʹ.
[0027] Дополнительный альтернативный вариант осуществления для крепления турбореактивного двигателя 14 самолета к кессону 12 крыла 10-2 самолета посредством установочного пилона 16ʺ в сборе в соответствии с настоящим изобретением более детально показан на сопроводительной фиг.4. В этой связи, следует обратить внимание, что конструкции, схожие с конструкциями, изображенными на фиг.2 или фиг.3, были показаны на фиг.4 с помощью таких же самых ссылочных обозначений, но с характеризующим знаком в виде двойного штриха (ʺ).
[0028] Следует отметить, что, как и верхние соединительные элементы 16-1 и 16-1ʹ пилона 16 и 16ʹ в сборе, соответственно, верхний соединительный элемент 16-1ʺ пилона 16ʺ в сборе, схожим образом, в наиболее предпочтительном варианте, представляет собой твердотельную структуру (то есть, твердую массу из сплава легких металлов), жестко прикрепленную к и проходящую вперед от кессона 12 крыла относительно направления движения самолета (обозначено посредством стрелки A). В интересах улучшенной аэродинамики, как верхний соединительный элемент 16-1ʺ пилона, так и нижняя конструкция 16-2 кессона пилона могут покрываться посредством подходящей конструкции обшивки (не показана), например, листом из алюминиевого сплава.
[0029] Верхний соединительный элемент 16-1ʺ пилона содержит проходящий вперед и искривленный вниз соединительный выступ 16-1aʺ. Кессон 12 крыла обеспечивается средним и задним соединительными выступами 16-1bʺ и 16-1cʺ, соответственно. Нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит последовательность соединительных выступов, содержащих передний соединительный выступ 16-2aʺ, средний соединительный выступ 16-2bʺ и задний выступ 16-2cʺ. Следует обратить внимание, что нижняя конструкция 16-2 кессона пилона содержит задний концевой участок, который проходит ниже кессона 12 крыла так, что кессон 12 крыла и задний конец конструкции кессона пилона могут быть соединены вместе в противоположной паре задних выступов 16-1cʺ, 16-2cʺ. Передний концевой участок конструкции 16-2 кессона пилона проходит вперед от верхнего соединительного элемента 16-1ʺ пилона так, чтобы размещать двигатель 14.
[0030] В соответствии с вариантом осуществления установочного пилона 16ʺ в сборе, изображенного на фиг.4, пара задних соединительных выступов 16-1cʺ, 16-2cʺ соединяется вместе посредством соединительных штанг 18cʺ. Соединительная штанга 18cʺ, тем самым, ограничивает степени свободы для пары задних соединительных выступов 16-1cʺ, 16-2cʺ в направлении z (то есть, в направлении вверх, перпендикулярном направлению движения самолета (стрелка A). Однако, пары передних и средних выступов 16-1aʺ, 16-2aʺ и 16-1bʺ, 16-2bʺ соединяются вместе посредством соединительных штырей 18aʺ, 18bʺ, соответственно, которые ограничивают степени свободы как в направлении x (параллельном направлению движения по стрелке A), так и в направлении z (перпендикулярно вверх относительно направления движения по стрелке A).
[0031] В целях соответствия сертификационным требованиям по аварийной ударобезопасности, различные соединительные штыри и соединительные штанги могут обеспечиваться стандартными плавкими предохранительными штырями (деформируемыми штырями) с возможностью выламывания в случае, когда обнаруживается чрезмерная центростремительная сила. В варианте осуществления по фиг.4, соединительный штырь 18aʺ представляет собой плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь), соединительный штырь 18bʺ представляет собой плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь), а соединительная штанга 18cʺ имеет плавкий предохранительный штырь (деформируемый штырь) на своем нижнем конце, соединенном с выступом 16-2cʺ.
[0032] В пределах компетенции специалистов в области техники могут предусматриваться различные модификации. Вследствие этого, в то время как настоящее изобретение было описано в связи с тем, что в настоящий момент рассматривается как наиболее практичный и предпочтительный вариант осуществления, следует понимать, что настоящее изобретение не должно ограничиваться до раскрытого варианта осуществления, но наоборот, назначено охватывать различные модификации и эквивалентные компоновки, включенные в пределы сущности и объема изобретения.