СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT POWER PLANT

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в основном относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей турбореактивный двигатель, стойку крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между стойкой крепления и турбореактивным двигателем.
Уровень техники
Как известно, стойка крепления такой силовой установки выполняет функцию промежуточного соединительного узла между двигателем типа турбореактивного двигателя и несущей плоскостью летательного аппарата, оборудованной этой силовой установкой. Она позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его соответствующим турбореактивным двигателем, и предназначена также для прокладки топливной магистрали, электрических кабелей, гидравлики и воздушных каналов между двигателем и летательным аппаратом.
Для обеспечения передачи усилий стойка содержит жесткую конструкцию, например, кессонного типа, то есть образованную набором лонжеронов и боковых панелей, соединенных между собой поперечными нервюрами.
Между двигателем и жесткой конструкцией стойки устанавливают монтажную систему, при этом указанная система в целом содержит множество узлов подвески двигателя, обычно передних и задних, неподвижно соединенных с корпусом вентилятора двигателя или с центральным корпусом этого двигателя.
Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых двигателем. В предшествующем уровне техники такое устройство обычно выполняли, например, в виде двух боковых тяг, с одной стороны соединенных с задней частью корпуса вентилятора турбореактивного двигателя, а с другой стороны - с узлом подвески, установленным на жесткой конструкции стойки, например с задним узлом подвески двигателя.
Стойка крепления связана со второй монтажной системой, установленной между этой стойкой и несущей плоскостью летательного аппарата, причем эта вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.
Наконец, стойка оборудована вторичной конструкцией, обеспечивающей разделение и прокладку систем и поддерживающей также установленные на ней аэродинамические обтекатели.
Как известно специалистам, несмотря на наличие устройства восприятия создаваемых двигателем тяговых усилий, эти усилия обычно способствуют более или менее значительному продольному изгибу этого двигателя, а именно изгибу, возникающему в результате момента, действующего в поперечном направлении летательного аппарата.
Когда появляется такой продольный изгиб, в частности, при полете летательного аппарата на крейсерской скорости, возникает повышенное трение между рабочими лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом двигателя.
Кроме того, вышеупомянутое явление продольного изгиба и, следовательно, явление трения рабочих лопаток во многом усугубляется тем, что на современных турбореактивных двигателях все более проявляющееся стремление к достижению более высокой степени двухконтурности неизбежно заставляет конструкторов увеличивать диаметр вентилятора по отношению к диаметру рабочей зоны турбореактивного двигателя.
Основным следствием возникающего трения является преждевременный износ двигателя, который, естественно, отрицательно сказывается как на его сроке службы, так и на мощности. В другом случае, когда выполняют рабочие зазоры такими, чтобы практически никогда не было контакта из-за продольного изгиба, мощность двигателя значительно уменьшается.
Для решения этой проблемы было предложено использовать множество узлов подвески двигателя с первым передним узлом подвески двигателя и вторым передним узлом подвески двигателя, которые закреплены на корпусе вентилятора двигателя и расположены симметрично по отношению к плоскости, образованной продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением, при этом первый и второй передние узлы подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении турбореактивного двигателя и в его вертикальном направлении.
Выполнение первого и второго передних узлов подвески двигателя на корпусе вентилятора дает возможность существенно удалить их друг от друга. Это существенное удаление позволяет значительно уменьшить размеры этих узлов, поскольку усилия, которые они должны воспринимать и которые связаны с моментом вдоль данной оси, естественным образом уменьшаются по сравнению с усилиями в классических технических решениях, в которых узлы подвески двигателя, находящиеся на центральном корпусе, нельзя было удалить друг от друга.
С другой стороны, при таком расположении, которое, кроме того, не требует наличия устройства восприятия тяговых усилий типа боковых тяг, восприятие всех усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, происходит в основном корпусом вентилятора при помощи первого и второго передних узлов подвески двигателя, так как единственное соединение, оставшееся между стойкой и центральным корпусом или выпускным корпусом, предпочтительно образовано задним узлом подвески двигателя, главной функцией которого является ограничение вертикальных колебаний задней части турбореактивного двигателя.
Таким образом, это специальное расположение узлов подвески двигателя приводит к значительному уменьшению изгиба на уровне центрального корпуса, независимо от того, происходит этот изгиб в результате тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, или в результате порывов ветра на различных режимах полета летательного аппарата.
Такое уменьшение изгиба способствует существенному снижению трения между рабочими лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом двигателя и, следовательно, в большой степени ограничивает потери мощности, связанные с износом лопаток.
Тем не менее следует отметить, что до настоящего времени не создано конструкции первого и второго передних узлов подвески двигателя, которую можно было бы считать полностью удовлетворительной. Проблемы известных технических решений состоят, с одной стороны, в больших габаритах этих узлов подвески, в частности, по причине использования соединения типа вилка/серьга, а с другой стороны, в очень большом изгибе предохранительного штифта, направленного поперечно и установленного на корпусе вентилятора турбореактивного двигателя, а также на указанной серьге соединения.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является создание силовой установки летательного аппарата, которая позволяет, по меньшей мере, частично устранить вышеупомянутые недостатки известных технических решений, а также создание летательного аппарата, оборудованного такой силовой установкой.
Объектом настоящего изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель, стойку крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между стойкой крепления и турбореактивным двигателем, при этом множество узлов подвески двигателя включает в себя первый передний узел подвески двигателя и второй передний узел подвески двигателя, закрепленные на корпусе вентилятора турбореактивного двигателя и расположенные симметрично по отношению к плоскости, образованной продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением, при этом указанные первый и второй передние узлы подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия усилий, действующих в продольном направлении турбореактивного двигателя и в его вертикальном направлении, и каждый из них содержит предохранительный штифт, установленный на корпусе вентилятора в поперечном направлении относительно турбореактивного двигателя, а также вилку, неподвижно установленную на стойке крепления и содержащую две проушины. Согласно изобретению в каждом первом и втором передних узлах подвески двигателя предохранительный штифт проходит через обе проушины вилки.
При такой конструкции первый и второй передние узлы подвески двигателя отличаются большей компактностью, так как больше не требуется наличия серьги, взаимодействующей с вилкой, как в известных технических решениях, поскольку с этой серьгой теперь взаимодействует непосредственно предохранительный штифт. Таким образом, кроме выигрыша в компактности передних узлов подвески, получается также выигрыш в массе и в стоимости.
Кроме того, штифт проходит через две проушины вилки, которые расположены на расстоянии друг от друга в поперечном направлении. За счет этого на предохранительный штифт действуют два усилия противоположного направления соответственно на уровне этих двух разных точек, взаимодействующих с проушинами вилки, что позволяет достичь сбалансированности штифта, которая выражается в значительном уменьшении изгиба, появлявшегося раньше на предохранительном штифте, на который в соединении вилка/серьга действовали усилия от серьги в единственной точке.
Предпочтительно силовая установка дополнительно содержит шаровой шарнир, состоящий из корпуса, установленного неподвижно на корпусе вентилятора, и шаровой опоры, в которой установлен предохранительный штифт. При такой конфигурации штифт, подвергающийся механической нагрузке прогиба, предпочтительно не передает почти никаких нагрузок на корпус вентилятора, так как в этом случае шаровая опора, неподвижно соединенная с предохранительным штифтом, перемещается в своем корпусе, встроенном в корпус. Наличие вышеупомянутого шарового шарнира означает, что корпус вентилятора оказывается по существу защищенным от отрицательных последствий, которые могут быть вызваны изгибом предохранительного штифта, механически соединенного с этим корпусом.
Предпочтительно предохранительный штифт установлен с возможностью перемещения со скольжением в шаровой опоре. Преимуществом такого типа соединения является возможность относительного перемещения между штифтом и шаровой опорой в направлении, определенном осью штифта. Это представляет особенный интерес в том смысле, что двигатель может деформироваться, не подвергаясь чрезмерным напряжениям в зоне соединения с предохранительным штифтом, который может перемещаться со скольжением в шаровом шарнире. Например, этот отличительный признак является предпочтительным при растяжении двигателя, что приводит к существенному удалению корпуса вентилятора от вилки с каждой стороны переднего узла подвески двигателя.
Предпочтительно множество узлов подвески включает в себя также задний узел подвески двигателя, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в вертикальном направлении турбореактивного двигателя. Предпочтительно указанный задний узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в вертикальном направлении турбореактивного двигателя. Множество узлов подвески двигателя дополнительно включает в себя третий передний узел подвески двигателя, закрепленный на корпусе вентилятора таким образом, чтобы через него походила вышеуказанная плоскость, образованная продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением, причем третий передний узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия только усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя.
В этой конфигурации можно предусмотреть, чтобы первый, второй и третий узлы подвески двигателя были закреплены на периферической кольцевой части корпуса вентилятора, что позволяет им занимать положения, в которых они предпочтительно значительно удалены друг от друга.
Предпочтительно через первый и второй передние узлы подвески двигателя проходит плоскость, образованная продольной осью турбореактивного двигателя и его поперечным направлением. Таким образом, поскольку восприятие усилий происходит на уровне оси турбореактивного двигателя, продольный изгиб этого двигателя существенно уменьшается.
Наконец, возможен альтернативный вариант, согласно которому множество узлов подвески не содержит вышеуказанного третьего переднего узла подвески, а задний узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя, что тоже соответствует задаче получения множества узлов подвески двигателя, образующих изостатическую монтажную систему без устройств восприятия тяговых усилий типа боковых тяг.
Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, одну описанную выше силовую установку.
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 схематично показана силовая установка для летательного аппарата согласно первому предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, вид сбоку;
на фиг.2 схематично показан турбореактивный двигатель установки, изображенной на фиг.1, при этом стойка крепления не показана, чтобы более наглядно показать расположение узлов подвески двигателя, вид в перспективе;
на фиг.3 показан вид, аналогичный фиг.2, где силовая установка представлена согласно второму предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения;
на фиг.4 показана стойка крепления установки, показанной на фиг.1, вид в перспективе;
на фиг.5 детально показан передний узел подвески, входящий в состав силовой установки, изображенной на фиг.1, вид в перспективе;
на фиг.6 частично показан разрез этого переднего узла подвески по плоскости Р' фиг.5.
Осуществление изобретения
На фиг.1 показана силовая установка 1 летательного аппарата согласно первому предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, при этом установка 1 предназначена для крепления под крылом летательного аппарата (не показано).
Силовая установка 1 содержит турбореактивный двигатель 2, стойку 4 крепления, а также множество узлов 6а, 6b, 8, 9 подвески двигателя, обеспечивающих крепление турбореактивного двигателя 2 под этой стойкой 4 (на фиг.1 узел 6b подвески закрыт узлом 6а). Силовая установка 1 должна быть расположена в гондоле (не показана), а стойка 4 крепления содержит другой ряд креплений (не показаны), обеспечивающих подвеску этой силовой установки 1 под несущей плоскостью летательного аппарата.
В дальнейшем тексте описания буквенной позицией X обозначено направление, параллельное продольному направлению турбореактивного двигателя 2, позицией Y обозначено направление, соответствующее поперечному направлению турбореактивного двигателя 2, и позицией Z обозначено вертикальное направление или высота, причем эти три направления являются взаимно ортогональными.
Термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата под действием тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 2, и это направление схематично показано стрелкой 7.
На фиг.1 показана только жесткая конструкция 10 стойки 4 крепления. Другие не показанные конструктивные элементы этой стойки 4, такие как вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных специалистам технических решений, поэтому их подробное описание опущено.
Турбореактивный двигатель 2 в передней части содержит корпус 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, и в сторону выхода содержит центральный корпус 16 меньшего размера, содержащий рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Наконец, центральный корпус 16 продолжен в сторону выхода корпусом 17 выходного устройства большего размера, чем центральный корпус 16. Разумеется, корпусы 12, 16 и 17 жестко соединены между собой.
Как показано на фиг.1, первый передний узел 6а подвески двигателя, а также второй передний узел 6b подвески двигателя закреплены на корпусе 12 вентилятора симметрично по отношению к плоскости Р, образованной осью X и направлением Z.
Как схематично показано на фиг.2, первый узел 6а подвески и второй узел 6b подвески расположены симметрично по отношению к этой плоскости Р и предпочтительно оба выполнены на периферической кольцевой части корпуса 12 вентилятора и, в частности, в задней области этой части.
Можно также предусмотреть, чтобы первый и второй узлы 6а, 6b подвески двигателя были расположены диаметрально противоположно на периферической кольцевой части, содержащей цилиндрическую наружную поверхность 18 корпуса 12 вентилятора, таким образом, чтобы через каждый из этих узлов 6а, 6b подвески проходила вторая плоскость Р', образованная продольной осью 5 и направлением Y.
Как схематично показано стрелками на фиг.2, первый и второй передние узлы 6а и 6b подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий в направлении X и в направлении Z, но не усилий, действующих в направлении Y.
Таким образом, оба узла 6а, 6b подвески, значительно удаленные друг от друга, совместно обеспечивают восприятие моментов, действующих относительно осей X и Z.
На фиг.2 схематично показан также третий передний узел 8 подвески двигателя, который тоже закреплен на периферической кольцевой части корпуса 12 вентилятора и тоже предпочтительно в задней области этой части.
Узлы 6а, 6b, и 8 подвески закреплены на периферической кольцевой части корпуса 12 при помощи конструктивных частей (не показаны) двигателя, которые предпочтительно выполнены в задней области периферической кольцевой части. Вместе с тем можно также встретить двигатели, конструктивные части которых расположены ближе к передней области на периферической кольцевой части, поэтому узлы 6а, 6b, 8 подвески могут быть также закреплены ближе к передней области двигателя на этой же периферической кольцевой части корпуса 12 вентилятора.
Что касается третьего узла 8 подвески, то он находится на самой высокой части корпуса 12 вентилятора, то есть на самой высокой части периферической кольцевой части, следовательно, через него проходит первая вышеуказанная воображаемая плоскость Р. Кроме того, через эти три узла 6а, 6b и 8 предпочтительно проходит плоскость YZ (не показана).
Как схематично показано стрелками на фиг.2, третий узел 8 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 только в направлении Y, но не усилий, действующих в направлениях X и Z.
На фиг.2 схематично показан также задний узел 9 подвески двигателя, расположенный между жесткой конструкцией 10 (на фиг.2 не показана) и корпусом 17 выходного устройства, предпочтительно в зоне этого корпуса 17, имеющей наибольший диаметр. Предпочтительно через этот задний узел 9 подвески проходит воображаемая первая плоскость Р.
Как схематично показано стрелками на фиг.2, задний узел 9 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 только в направлении Z, но не усилий, действующих в направлениях X и Y.
Таким образом, этот узел 9 подвески обеспечивает совместно с передними узлами 6а, 6b подвески двигателя восприятие момента относительно оси Y.
Естественно, этот задний узел 9 подвески можно установить по-другому, а именно на центральном корпусе 16 турбореактивного двигателя 2, предпочтительно в его задней части, или на уровне стыка 20 между центральным корпусом 16 и корпусом 17 выходного устройства.
Следует отметить, что на фиг.1 и 2 узлы 8 и 9 подвески двигателя показаны схематично, и понятно, что эти узлы могут быть выполнены в любом варианте, известном специалистам в данной области, например, в виде соединения ухо-вилка. Что же касается конструкции передних узлов 6а, 6b подвески, то она является отличительным признаком настоящего изобретения и будет описана ниже со ссылками на фиг.5 и 6.
Как было указано выше, одним из основных преимуществ описанной выше конфигурации, является то, что специфическое положение передних узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя на корпусе 12 вентилятора способствует существенному уменьшению изгиба центрального корпуса 16 во время эволюции летательного аппарата и, следовательно, к существенному снижению износа от трения между рабочими лопатками компрессора и турбины и центральным корпусом 16. Кроме того, другим преимуществом является возможность уменьшения рабочих зазоров при изготовлении двигателя, что повышает его мощность.
На фиг.4 показан пример выполнения стойки крепления, при этом показана только жесткая конструкция 10.
Прежде всего следует отметить, что эта жесткая конструкция 10 выполнена симметричной относительно вышеупомянутой первой плоскости Р.
Эта жесткая конструкция содержит центральный торсионный кессон 22, проходящий от одного конца конструкции 10 к другому в направлении X по существу параллельно этому направлению. Например, этот кессон 22 может быть выполнен путем соединения верхнего лонжерона, нижнего лонжерона и двух боковых панелей (не показаны), расположенных в направлении X в параллельных плоскостях XZ и соединенных между собой поперечными нервюрами (не показаны), которые расположены в параллельных плоскостях YZ.
Кроме того, на уровне переднего конца этого кессона 22 жесткая конструкция содержит два боковых кессона 24а, 24b, выступающих по обе стороны от кессона 22 в направлении Y.
На двух боковых кессонах 24а и 24b установлены соответственно два передних узла 6а и 6b подвески двигателя, и каждый их этих кессонов содержит нижнюю обшивку 26а, 26b, ограничивающие совместно часть воображаемой по существу цилиндрической поверхности (не показана) круглого сечения с продольной осью 34, параллельной центральному кессону 22 и продольной оси 5 турбореактивного двигателя. Иначе говоря, обе нижние обшивки 26а, 26b имеют, каждая, кривизну, которая позволяет им располагаться вокруг и в контакте с этой воображаемой поверхностью по всей их длине. Таким образом, в целом два боковых кессона 24а, 24b образуют участок оболочки/кожуха, который может располагаться вокруг и на расстоянии от центрального корпуса 16 турбореактивного двигателя 2. Разумеется, эта конфигурация способствует прохождению воздушного потока через второй контур силовой установки 1.
Кроме того, следует отметить, что передний узел 6а подвески двигателя неподвижно соединен с передней закрывающей рамой 28а бокового кессона 24а, а передний узел 6b подвески двигателя - с передней закрывающей рамой 28b бокового кессона 24b, что схематично показано на фиг.4. Передний узел 8 подвески двигателя установлен на передней закрывающей раме 31 кессона 22, при этом рамы 28а, 28b, 31 расположены в одной плоскости YZ.
Кроме того, возможно также крепление передних узлов 6а, 6b подвески двигателя соответственно на закрывающих пластинах 48а, 48b, параллельных плоскости Р' и предпочтительно пересекаемых этой плоскостью. Запорные пластины 48а и 48b закрывают соответственно нижнюю часть кессона 24а и нижнюю часть кессона 24b, соединяя, таким образом, нижние концы обшивок и передней и задней запорных рам соответствующего кессона.
На фиг.3 показана силовая установка 1 летательного аппарата согласно второму предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения (при этом стойка крепления не показана).
Эта силовая установка аналогична силовой установке, описанной ранее, поэтому элементы, обозначенные одинаковыми позициями, соответствуют идентичным или аналогичным элементам.
Основным отличием этого второго варианта выполнения является отсутствие третьего переднего узла подвески двигателя. При этом задний узел 9 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилия, действующего не только в направлении Z, но и в направлении Y.
Таким образом, этот второй вариант выполнения, как и первый, представляет альтернативный вариант, позволяющий получить множество узлов подвески двигателя, образующих изостатическую монтажную систему.
На фиг.5 и 6 показан передний узел 6а подвески двигателя, симметричный идентичному переднему узлу 6b подвески двигателя относительно плоскости Р. Этот узел подвески содержит вилку 30, жестко соединенную с передней закрывающей рамой 28а и с закрывающей пластиной 48а бокового кессона 24а, причем эта вилка 30 содержит две боковины или проушины 32а, 32b, отстоящие друг от друга в направлении Y и расположенные, каждая, в плоскости XZ.
Обе проушины содержат отверстия 34а, 34b, которые выполнены тоже в направлении Y и через которые последовательно проходит предохранительный штифт 36. В частности, предохранительный штифт 36 расположен в направлении Y и заходит в проушины вилки 30 таким образом, что можно считать штифт 36 неподвижно соединенным с этой вилкой.
Следует уточнить, что проушины и предохранительный штифт могут быть «двойного» типа, чтобы обеспечивать функцию защиты, известную также под названием функции "отказобезопасность".
Предохранительный штифт 36 содержит внутренний конец, механически соединенный с корпусом 12 вентилятора, как показано на фиг.6. Механическое соединение осуществлено при помощи шарового шарнира 38, содержащего шаровую опору 42 с отверстием, в которое входит внутренний конец штифта 36. В данном случае предпочтительной является установка штифта 36 с возможностью перемещения со скольжением в шаровой опоре 42 для обеспечения относительного перемещения этих двух элементов в направлении, определенном совпадающими продольными осями штифта 36 и отверстия в шаровой опоре 42, то есть соответствующем направлению Y.
Разумеется, специалист может вносить различные изменения в описанную выше силовую установку 1 летательного аппарата, представленную исключительно в качестве неограничивающего примера. В частности, можно отметить, что силовая установка 1 была представлена в конфигурации для подвески под крылом летательного аппарата, однако эту силовую установку 1 можно также представить в другой конфигурации, которая позволяет установить ее над этим же крылом и даже в задней части фюзеляжа летательного аппарата.