СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
AIRCRAFT POWER PLANT

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в целом 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 предназначена для выполнения функции промежуточного соединительного элемента между двигателем типа турбореактивного двигателя и несущей плоскостью летательного аппарата, оборудованного этой силовой установкой. Она позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его соответствующим 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 при помощи поперечных нервюр.
Обычно между двигателем и жесткой конструкцией стойки помещают монтажную систему, причем эта система в основном содержит множество узлов подвески двигателя, обычно состоящих из задних и передних узлов, неподвижно соединенных с картером компрессора двигателя или с центральным картером 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, соединенных, с одной стороны, с задней частью картера компрессора двигателя и, с другой стороны, с узлом подвески, установленным на жесткой конструкции стойки, например, с задним узлом подвески.
В качестве информации уточняется, что 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 элементов крепления.
Наконец, стойка оборудована вспомогательной конструкцией, обеспечивающей разделение и крепление систем и содержащей также установленные на ней аэродинамические обтекатели.
Как известно специалистам, несмотря на присутствие устройства восприятия тяговых усилий, эти тяговые усилия, создаваемые двигателем, обычно приводят к более или менее значительному продольному прогибу этого двигателя, а именно к прогибу, возникающему в результате возникновения момента, действующего в поперечном направлении летательного аппарата.
При появлении такого продольного прогиба, в частности, во время фаз полета летательного аппарата возникают сильные трения между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным картером двигателя.
Кроме того, следует отметить, что вышеупомянутое явление продольного прогиба и, следовательно, явление трения вращающихся лопаток в значительной степени усугубляется тем, что на современных турбореактивных двигателях стремление к достижению как можно большей степени двухконтурности неизбежно приводит конструкторов к увеличению диаметра компрессора относительно диаметра рабочей части турбореактивного двигателя.
Основным следствием возникающего трения является преждевременный износ двигателя, который, естественно, сказывается на его сроке службы, а также на его производительности.
В другом случае было предложено предусмотреть функциональные зазоры, выполненные таким образом, чтобы практически никогда не возникало контакта при продольном прогибе, однако это привело к существенному снижению КПД двигателя.
Кроме того, следует отметить, что в результате порывов ветра, действующих вертикально или горизонтально, появлялись другие прогибы двигателя, приводящие к трениям между вращающимися лопатками компрессора и центральным картером двигателя.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение призвано предложить силовую установку для летательного аппарата, позволяющую, по меньшей мере, частично устранить вышеупомянутые недостатки, связанные с известными техническими решениями, а также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, одну такую силовую установку.
В этой связи объектом настоящего изобретения является силовая установка для летательного аппарата, содержащая турбореактивный двигатель, стойку крепления, а также множество узлов подвески двигателя, установленных между стойкой крепления и газотурбинным двигателем. Согласно изобретению множество узлов подвески двигателя содержит первый передний узел подвески двигателя и второй передний узел подвески двигателя, закрепленные на картере вентилятора двигателя и расположенные симметрично относительно 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. Кроме того, множество узлов подвески содержит также задний узел подвески двигателя, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих в вертикальном направлении турбореактивного двигателя.
Таким образом, выполнение первого и второго передних узлов подвески двигателя на картере вентилятора дает возможность значительно удалить их друг от друга. Преимуществом такого значительного удаления является возможность существенного упрощения конструкции этих узлов подвески двигателя за счет того, что усилия, которые они должны воспринимать и которые связаны с моментом вдоль данной оси, естественным образом ослабляются по сравнению с известными классическими техническими решениями, в которых узлы подвески двигателя, расположенные на центральном картере, не могли быть в такой степени удалены друг от друга.
Кроме того, эти два передних узла подвески двигателя и стойка крепления предпочтительно могут быть расположены на расстоянии от горячей части турбореактивного двигателя, что приводит к значительному снижению термических воздействий, которые могут влиять на эти элементы.
С другой стороны, при таком расположении, которое, кстати, не требует при этом наличия устройства восприятия тяговых усилий типа боковых тяг, все усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, воспринимаются в основном картером вентилятора через первый и второй передние узлы подвески двигателя, так как единственной связью, сохранившейся между стойкой и центральным картером или впускным картером, является задний узел подвески двигателя, главной ролью которого является ограничение вертикальных колебаний задней части турбореактивного двигателя.
Таким образом, это особое расположение узлов подвески двигателя приводит к значительному уменьшению прогиба на уровне центрального картера, независимо от того, является ли этот прогиб следствием действия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем, или возникает в результате порывов ветра, которые могут встречаться во время различных фаз полета летательного аппарата.
Следовательно, вышеупомянутое уменьшение прогиба позволяет существенно уменьшить трения между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным картером двигателя и ограничивает, таким образом, потери производительности, связанные с износом этих лопаток.
Предпочтительно задний узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих только в вертикальном направлении турбореактивного двигателя, и множество узлов подвески двигателя дополнительно содержит третий передний узел подвески двигателя, закрепленный на картере вентилятора таким образом, чтобы через него проходила вышеуказанная плоскость, образованная продольной осью турбореактивного двигателя и его вертикальным направлением, при этом третий узел подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия усилий, действующих только в поперечном направлении турбореактивного двигателя.
Таким образом, единственным узлом подвески, не установленным на картере вентилятора двигателя, является задний узел подвески двигателя, выполненный с возможностью восприятия усилий, действующих только в вертикальном направлении турбореактивного двигателя. Отсюда следует, что, если этот узел подвески действительно находится в кольцевом канале вторичного потока, его функция, ограниченная восприятием вертикальных усилий, предполагает лишь мало значительное увеличение габарита, поэтому возмущения вторичного потока по причине присутствия этого заднего узла подвески являются минимальными. Таким образом, это позволяет получить существенный выигрыш с точки зрения общих характеристик двигателя.
Кроме того, в этой конфигурации, в которой задний узел подвески, воспринимающий только вертикальные усилия, является единственным узлом подвески двигателя, находящимся в кольцевом канале вторичного потока, можно предусмотреть, чтобы первый, второй и третий узлы подвески двигателя были закреплены на периферической кольцевой части картера вентилятора, что позволяет им занимать положения, в которых они предпочтительно 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, его продольный прогиб значительно уменьшается.
Наконец, необходимо отметить, что альтернативно можно предусмотреть, чтобы множество узлов подвески не содержало вышеуказанного третьего переднего узла подвески, а чтобы задний узел подвески двигателя был выполнен тоже с возможностью восприятия усилий, действующих в поперечном направлении турбореактивного двигателя, опять-таки чтобы получить множество узлов подвески двигателя, образующих изостатическую монтажную систему без устройства восприятия тяговых усилий в виде боковых воспринимающих 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 очевидны из подробного описания, представленного в качестве неограничительного примера.
Краткое описание чертежей
Описание изобретения приводится со ссылками на прилагаемые чертежи.
Фиг.1 - вид сбоку силовой установки для летательного аппарата согласно первому предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.2 - схематичный вид в перспективе турбореактивного двигателя силовой установки, показанной на фиг.1, при этом для лучшего показа узлов подвески двигателя стойка крепления не показана.
Фиг.3 - вид, аналогичный фиг.2, при этом силовая установка выполнена согласно второму предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения.
Фиг.4 - вид в перспективе стойки крепления силовой установки, показанной на фиг.1.
Осуществление изобретения
На фиг.1 показана силовая установка 1 для летательного аппарата согласно первому предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения, и эта силовая установка 1 предназначена для крепления под крылом летательного аппарата (не показано).
В целом 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 подвески). В качестве информации следует отметить, что силовую установку 1 должна охватывать гондола (не показана) и что стойка 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (не показаны), обеспечивающих подвеску этой силовой установки 1 под несущей плоскостью летательного аппарата.
В дальнейшем тексте описания условно буквенной позицией Х обозначено направление, параллельное продольной оси 5 турбореактивного двигателя 2, позицией Y - направление, поперечное относительно этого турбореактивного двигателя 2, и позицией Z - вертикальное направление или высота, причем эти три направления являются между собой ортогональными.
С другой стороны, 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 непоказанные конструктивные элементы этой стойки 4, такие как вспомогательная 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 опускается.
С другой стороны, турбореактивный двигатель 2 в своей передней части содержит картер 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, и в сторону выхода содержит центральный картер 16 меньшего размера, содержащий рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Наконец, центральный картер 16 продолжен назад выпускным картером 17 большего размера, чем картер 16. Разумеется, картеры 12, 16 и 17 неподвижно соединены между собой. Как следует из всего вышеизложенного, предпочтительно речь идет о двухконтурном турбореактивном двигателе.
Как видно из фиг.1, один из отличительных признаков настоящего изобретения состоит в том, что как первый передний узел 6а подвески двигателя, так и второй передний узел 6b подвески двигателя закреплены на картере 12 вентилятора симметрично по отношению к плоскости Р, образованной осью 5 и направлением Z.
Действительно, как показано на фиг.2, схематично показанные первый узел 6а подвески и второй узел 6b подвески расположены симметрично относительно этой плоскости Р, и предпочтительно оба выполнены на периферической кольцевой части картера 12 вентилятора и, в частности, на его задней части.
В этом случае можно предусмотреть, чтобы первый и второй передние узлы 6а, 6b подвески двигателя были расположены диаметрально противоположно на периферической кольцевой части, содержащей цилиндрическую наружную поверхность 18 картера 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, 6b подвески двигателя выполнены, каждый, с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, в направлении Х 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 момента, действующего в направлении X, и восприятие момента, действующего в направлении Z.
На фиг.2 схематично показан также третий передний узел 8 подвески двигателя, тоже закрепленный на периферической кольцевой части картера 12 компрессора и тоже предпочтительно в его задней части.
Узлы 6а, 6b, 8 подвески двигателя закреплены на периферической кольцевой части картера 12 при помощи конструктивных частей (не показаны) двигателя, которые, действительно, предпочтительно выполнены на задней части периферической кольцевой части. Тем не менее, можно также встретить двигатели, конструктивные части которых расположены ближе к входу на периферической кольцевой части, из чего следует, что узлы 6а, 6b, 8 подвески тоже закреплены ближе к входу двигателя на этой же периферической кольцевой части картера 12 вентилятора.
Что касается третьего узла 8 подвески, то он находится на самой верхней части картера 12 вентилятора, то есть на самой верхней части периферической кольцевой части, и, следовательно, через него проходит воображаемая вышеуказанная первая плоскость Р. Кроме того, через все три узла 6а, 6b, 8 подвески предпочтительно проходит плоскость YZ (не показана).
Как схематично показано стрелками на фиг.2, третий узел 8 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия только усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 в направлении Y, но не усилий, действующих в направлениях Х и Z.
На этой же фиг.2 схематично показан задний узел 9 подвески двигателя, закрепленный между жесткой конструкцией 10 (не показана) и выпускным картером 17, предпочтительно на уровне участка этого картера 17, имеющего наибольший диаметр. В качестве информации следует отметить, что через этот задний узел 9 подвески двигателя предпочтительно проходит воображаемая первая плоскость Р.
Как схематично показано стрелками на фиг.2, задний узел 9 подвески двигателя выполнен с возможностью восприятия только усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2 в направлении Z, но не усилий, действующих в направлениях Х и Y.
Таким образом, этот узел 9 подвески совместно с двумя передними узлами 6а, 6b подвески двигателя обеспечивает восприятие момента, действующего в направлении Y.
Естественно, этот задний узел 9 подвески можно установить в другом месте, а именно на центральном картере 16 турбореактивного двигателя 2, предпочтительно на его задней части, или на уровне стыка 20 между центральным картером 16 и выпускным картером 17.
Во всех случаях этот задний узел 9 подвески находится в кольцевом канале вторичного потока (не обозначен) двухконтурного турбореактивного двигателя. Тем не менее, поскольку его функция ограничивается восприятием вертикальных усилий, его габариты являются незначительными, и возмущения вторичного потока, возникающие из-за присутствия этого заднего узла 9 подвески, являются минимальными. Таким образом, это позволяет получить существенный выигрыш в общих характеристиках турбореактивного двигателя.
Отмечается, что показанные схематично на фиг.1 и 2 узлы 6а, 6b, 8 и 9 подвески двигателя могут быть выполнены в самых разных вариантах, известных специалистам, например, в виде соединений из бугелей и металлических крепежных элементов.
Как было указано выше, одним из основных преимуществ, связанных с описанной выше конфигурацией, является то, что особое положение передних узлов 6а, 6b, 8 подвески двигателя на картере 12 вентилятора приводит к существенному уменьшению прогиба центрального картера 16 во время различных фаз полета летательного аппарата и, следовательно, существенно снижает износ трением между вращающимися лопатками компрессора и турбины и центральным картером 16. Кроме того, другим преимуществом является возможность уменьшения функциональных зазоров во время изготовления двигателя, то есть возможность повышения его КПД.
На фиг.4 показан пример выполнения стойки крепления, при этом показана только ее жесткая конструкция 10.
Прежде всего, необходимо указать, что эта жесткая конструкция 10 выполнена таким образом, чтобы иметь симметрию по отношению к вышеуказанной первой плоскости Р.
Эта жесткая конструкция 10 содержит центральный торсионный кессон 22, расположенный от одного конца к другому конструкции 10 в направлении X, по существу, параллельно этому направлению. Например, этот кессон 22 может быть выполнен путем сборки двух боковых лонжеронов (не обозначены), расположенных в направлении Х в параллельных плоскостях XZ и соединенных между собой при помощи поперечных нервюр (не обозначены), расположенных в параллельных плоскостях YZ.
Кроме того, на уровне переднего конца этого кессона 22 жесткая конструкция 10 содержит два боковых кессона 24а, 24b, выступающих по обе стороны от кессона 22 в направлении Y.
На обоих боковых кессонах 24а, 24b установлены соответственно два передних узла 6а, 6b подвески двигателя, и каждый из них предпочтительно содержит нижние обшивки 26а, 26b, совместно ограничивающие часть воображаемой, по существу, цилиндрической поверхности (не обозначена) 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, изгиб, выполненный с возможностью расположения вокруг и в контакте с этой воображаемой поверхностью по всей их длине. Таким образом, в целом, оба боковых кессона 24а, 24b образуют участок, по существу, цилиндрической оболочки/клетки круглого сечения, которая может быть расположена вокруг и на расстоянии от центрального картера 16 турбореактивного двигателя 2. Разумеется, эта конфигурация способствует прохождению вторичного воздушного потока через силовую установку 1.
Кроме того, можно отметить, что передний узел 6а подвески двигателя неподвижно соединен с передней запорной рамой 28а бокового кессона 24а, тогда как передний узел 6b подвески двигателя неподвижно соединен с передней запорной рамой 28b бокового кессона 24b, как схематично показано на фиг.4, где показано также, что передний узел 8 подвески двигателя установлен на передней запорной раме 31 кессона 22, при этом рамы 28а, 28b, 31 расположены в одной и той же плоскости YZ.
На фиг.3 показана силовая установка 1 для летательного аппарата согласно второму предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения (стойка крепления не показана).
Эта силовая установка аналогична силовой установке, описанной в рамках первого предпочтительного варианта выполнения. Элементы, обозначенные одинаковыми цифровыми позициями, соответствуют идентичным или аналогичным элементам.
Основное отличие этого второго предпочтительного варианта выполнения состоит в отсутствии третьего переднего узла подвески двигателя, при этом предусмотрено, что задний узел 9 подвески двигателя обеспечивает не только восприятие усилия, действующего в направлении Z, но также восприятие усилия, действующего в направлении Y.
Таким образом, этот второй предпочтительный вариант выполнения, как и первый вариант, является альтернативой, позволяющей получить множество узлов подвески двигателя, образующих изостатическую монтажную систему.
Разумеется, специалист может вносить разнообразные изменения в силовую установку 1 летательного аппарата, описанную выше исключительно в качестве неограничительного примера. В этой связи можно, в частности, указать, что, если силовая установка 1 представлена в конфигурации для ее подвески под несущей плоскостью летательного аппарата, эта силовая установка 1 может иметь и другую конфигурацию, которая позволяет осуществить ее подвеску над этой же несущей плоскостью и даже в задней части фюзеляжа летательного аппарата.