СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, СОДЕРЖАЩАЯ СМОНТИРОВАННЫЙ НА ДВУХ ОТДЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТАХ ЛОЖЕМЕНТ, НЕСУЩИЙ КОРПУС ВЕНТИЛЯТОРА
AIRCRAFT POWER PLANT WITH FAN HOUSING SUPPORT ASSEMBLY MOUNTED ON TWO SEPARATE ELEMENTS

Область техники, которой относится изобретение
Изобретение в целом относится к силовой установке летательного аппарата, в частности к силовой установке, содержащей двигатель, подвеску двигателя и гондолу, окружающую двигатель и снабженную секциями корпуса вентилятора, причем, указанная подвеска содержит жесткую конструкцию и переднюю аэродинамическую конструкцию, на которой подвижно установлены секции корпуса вентилятора.
Такой тип подвески двигателя, называемый также пилонной конструкцией крепления двигателя, позволяет крепить двигатель, например турбореактивный, под или над крылом самолета и даже позволяет размещать такой двигатель в хвостовой части фюзеляжа самолета.
Уровень техники
Указанная крепежная конструкция предназначена для сопряжения двигателя с крылом самолета. Это позволяет передавать усилия, создаваемые двигателем, на планер самолета и также обеспечивает проводку топливных, электрических, гидравлических и воздушных коммуникаций между двигателем и самолетом.
Для обеспечения передачи усилий крепежная конструкция содержит жесткую конструкцию, часто называемую несущей конструкцией, обычно, «кессонного» типа, т.е. образованную верхними и нижними лонжеронами и боковыми панелями, соединенными между собой посредством поперечных ребер.
Также крепежная конструкция снабжена средствами крепления, расположенными между двигателем и жесткой конструкцией, причем эти средства в основном содержат два узла крепления двигателя и средство восприятия тяговых усилий для передачи создаваемого двигателем тягового усилия. Известное средство восприятия тяговых усилий обычно содержит две боковые тяги, соединенные с одной стороны с корпусом двигателя, например с корпусом вентилятора или промежуточным корпусом, а с другой стороны - с задним узлом крепления двигателя, жестко установленным на центральном корпусе или корпусе выходного устройства.
Аналогично, крепежная конструкция также содержит другие наборы узлов крепления, образующих систему крепления, расположенную между жесткой конструкцией и крылом самолета, причем эта система, обычно, содержит два или три узла крепления.
Также пилон снабжен множеством вторичных конструкций, обеспечивающих, в частности, разъединение и техническое обслуживание подводящих коммуникаций, и поддерживающих также аэродинамический обтекатель, причем эти конструкции, обычно, имеют форму панелей или корпусов, входящих в состав этих конструкций. Как известно специалистам в данной области техники, вторичные конструкции отличаются от жесткой конструкции, также называемой несущей конструкцией, тем, что они не предназначены для передачи создаваемых двигателем усилий на крыло самолета.
Среди этих вторичных конструкций имеется передняя аэродинамическая конструкция, расположенная в передней части жесткой конструкции пилона, причем эта передняя аэродинамическая конструкция действует не только как аэродинамический обтекатель, но также обеспечивает установку, разъединение и перемещение различных подводящих коммуникаций (воздушных, электрических, гидравлических, топливных). Кроме того, эта передняя аэродинамическая конструкция обычно несет секции корпуса вентилятора соответствующего двигателя, тогда как секции реверса тяги обычно несет жесткая конструкция пилона.
В известных технических решениях передняя аэродинамическая конструкция обычно содержит ложемент, закрытый аэродинамическим обтекателем, жестко установленным на этом ложементе. Аэродинамический обтекатель ложемента, также называемый аэродинамическим кожухом или элементом, окружает ложемент, причем ложемент действует как опорная конструкция для секций корпуса вентилятора.
Вышеупомянутый ложемент обычно монтируется на жесткой конструкции с использованием соответствующих средств крепления. Однако крепление ложемента передней аэродинамической конструкции к жесткой конструкции приводит к существенному изменению общей геометрии сборки, а конкретнее геометрии гондолы, когда силовая установка подвергается значительным напряжениям, возникающим, например, при взлете или посадке или при полете в условиях сильной турбулентности, т.е. под действием изгибающего момента двигателя, силы тяги двигателя и в результате теплового расширения. В частности, при деформации двигателя может происходить потеря соосности между воздухозаборником гондолы и секциями корпуса вентилятора, смонтированного на указанной передней аэродинамической конструкции, закрепленной на жесткой конструкции пилона, поэтому эта передняя аэродинамическая конструкция может также отходить от самого воздухозаборника гондолы.
Данное явление, несомненно, приводит к увеличению лобового сопротивления, которое ухудшает общие рабочие характеристики самолета.
Известно, что с аналогичным явлением также сталкиваются в тех случаях, когда ложемент, жестко соединенный с аэродинамическим обтекателем, монтируется не на жесткой конструкции пилона, а только на корпусе вентилятора двигателя, соединенном с воздухозаборником гондолы. В данном случае аэродинамический кожух ложемента, соединенный с корпусом вентилятора, может не лежать заподлицо с другим аэродинамическим кожухом пилона, в частности, называемым обтекателем.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является создание силовой установки летательного аппарата, в которой преодолены вышеуказанные недостатки известных технических решений.
В связи с этим объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель, крепежную конструкцию двигателя и гондолу, окружающую двигатель и снабженную секциями корпуса вентилятора, при этом крепежная конструкция включает в себя жесткую конструкцию и переднюю аэродинамическую конструкцию в виде покрытого аэродинамическим обтекателем ложемента с шарнирно установленными на нем секциями корпуса вентилятора, причем указанный ложемент имеет задние средства крепления, установленные на жесткой конструкции крепежной конструкции. Согласно изобретению указанный ложемент снабжен передними средствами крепления, расположенными на корпусе вентилятора указанного двигателя.
Таким образом, предложенная компоновка позволяет в значительной степени ограничить описанные выше вредные воздействия несоосности, поскольку передняя часть ложемента передней аэродинамической конструкции, несущая секции корпуса вентилятора, способна в большей степени следовать за деформацией двигателя, когда к силовой установке приложена значительная нагрузка. В результате между воздухозаборником гондолы и секциями корпуса вентилятора может поддерживаться соединение заподлицо, что позволяет сократить потери на лобовое сопротивление, с которыми сталкиваются в известных вариантах конструкции. Потери на лобовое сопротивление снижаются как при поддержании соединения заподлицо между аэродинамическим кожухом и другими аэродинамическими обтекателями пилона благодаря наличию задних средств крепления, так и, аналогично, при поддержании соединения заподлицо между аэродинамическим обтекателем и воздухозаборником благодаря наличию передних средств крепления.
Дополнительным преимуществом такой компоновки является возможность ограничения передней консоли, что позволяет избежать трудностей, с которыми сталкивались прежде при использовании конструктивного ложемента, несущего секции корпуса вентилятора, поскольку теперь этот ложемент снабжен передними средствами крепления, закрепляемьми на корпусе вентилятора двигателя.
Предпочтительно передние средства крепления выполнены в виде переднего узла крепления, приспособленного для передачи усилий, действующих в продольном, поперечном и вертикальном направлениях двигателя.
Задние средства крепления предпочтительно содержат два задних полуузла крепления, расположенных с каждой стороны переднего участка жесткой конструкции крепежной конструкции, причем каждый из двух задних полуузлов крепления приспособлен для передачи усилий, приложенных в поперечном и вертикальном направлениях двигателя, допуская ограниченное относительное перемещение в продольном направлении двигателя между задней частью ложемента передней аэродинамической конструкции и передним участком жесткой конструкции.
Другими словами, каждый из двух задних полуузлов крепления передает усилия, приложенные в поперечном и вертикальном направлениях, но не усилия, приложенные в продольном направлении, в котором могут быть выбраны небольшие относительные перемещения между задним участком передней аэродинамической конструкции и передним участком жесткой конструкции.
Таким образом, сочетание переднего узла крепления и двух задних полуузлов крепления, формирующих средства крепления для передней аэродинамической конструкции, позволяют получить средства крепления, которые преимущественно весьма близки к изостатической системе крепления.
В качестве примера следует отметить, что в приведенном выше описании упоминается передача различными узлами крепления усилий, приложенных в поперечном и в вертикальном направлениях двигателя. Это, в частности, применимо, когда двигатель предназначен для подвески над или под крылом самолета, и при необходимости также в случае его установки в хвостовой части фюзеляжа самолета. Однако в этом последнем случае не исключено, что усилия, передающиеся узлами крепления, больше не направлены поперечно и вертикально относительно двигателя, как упомянуто выше, а соответственно, ориентированы в первом направлении двигателя, ортогональном продольному направлению, и во втором направлении двигателя, ортогональном первому направлению и продольному направлению, при этом каждое из этих направлений, т.е. первое и второе, тогда лежит под углом к вертикальному и поперечному направлению двигателя. Несомненно, вышеупомянутый угол первого и второго направлений двигателя зависит от геометрии силовой установки и от ее ориентации относительно хвостовой части фюзеляжа, что хорошо известно специалистам в данной области техники.
Предпочтительно два задних узла крепления расположены симметрично относительно срединной плоскости сборки, проходящей через продольную ось двигателя. Следует отметить, что второе направление, определяющее эту плоскость, дано применительно к использованной конфигурации. В качестве примера следует отметить, что когда двигатель предназначен для монтажа над или под крылом самолета, второе направление обычно является вертикальным направлением двигателя.
В такой силовой установке, в которой гондола обычно содержит воздухозаборник, лежащий заподлицо с секциями корпуса вентилятора и расположенный впереди этих секций корпуса, предпочтительно осуществляется неподвижный монтаж аэродинамического кожуха на ложементе, несущем вышеупомянутые передние и задние средства крепления. Предпочтительно аэродинамический кожух закреплен только на этом ложементе и покрывает этот ложемент, который действует как конструкционная опора для секций корпуса вентилятора, поскольку сборка, кроме того, предпочтительно содержит множество шарнирных подвесок корпуса вентилятора, из которых по меньшей мере некоторые закреплены на том же ложементе.
Кроме того, предпочтительно передний участок жесткой конструкции крепежной конструкции проходит через заднюю часть ложемента.
Также крепежная конструкция предпочтительно содержит множество узлов крепления двигателя, включая передний узел крепления двигателя, закрепленный, во-первых, на жесткой конструкции и, во-вторых, на корпусе вентилятора двигателя. В этом случае предпочтительно передний узел крепления двигателя расположен в продольном направлении двигателя между передними и задними средствами крепления ложемента передней аэродинамической конструкции.
Дополнительным объектом изобретения является самолет, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку, установленную на крыле или на хвостовой части фюзеляжа самолета.
Другие преимущества и особенности изобретения будут более понятны из приведенного ниже неограничивающего подробного описания.
Краткое описание чертежей
Ниже приведено детальное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения со ссылкой на чертежи.
На фиг.1 показана часть силовой установки летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, вид в перспективе;
на фиг.2 схематично показана часть силовой установки летательного аппарата, изображенной на фиг.1, вид сбоку;
на фиг.3 и 4 под двумя различными углами детально показана часть силовой установки, изображенной на фиг.1, вид в перспективе.
Осуществление изобретения
Как показано на фиг.1 и 2, силовая установка летательного аппарата 1 предназначена для крепления под крылом самолета (не показано) и содержит крепежную конструкцию 4 двигателя, двигатель 6, например, турбореактивный, выступающий из этой крепежной конструкции 4, и гондолу 3, причем на фиг.1 показан только передний участок этой гондолы.
В дальнейшем символ Х условно используется для обозначения продольного направления конструкции 4, которое аналогично продольному направлению турбореактивного двигателя 6, причем это направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 6. Символ Y используется для обозначения по существу поперечного направления относительно конструкции 4, аналогичного поперечному направлению турбореактивного двигателя 6, а символ Z используется для обозначения вертикального направления или высоты, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.
Термины «передний» и «задний» должны рассматриваться относительно направления перемещения самолета под действием силы тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6, это направление схематически показано стрелкой 7.
В целом, крепежная конструкция 4 содержит жесткую конструкцию 8, также называемую несущей конструкцией, на которой расположены средства крепления двигателя 6, причем эти средства крепления имеют множество узлов 10, 12 крепления двигателя и устройство 14 восприятия тягового усилия, передающее создаваемые двигателем 6 тяговые усилия.
В качестве примера следует отметить, что крепежная конструкция 4 содержит другие комплекты узлов крепления (не показаны), соединенных с жесткой конструкцией 8 и позволяющих подвесить силовую установку 1 под крылом самолета.
Дополнительно крепежная конструкция 4 содержит множество вторичных конструкций, соединенных с жесткой конструкцией 8. Эти вторичные конструкции обеспечивают отделение и техническое обслуживание подводящих коммуникаций, наряду с тем, что они несут описанные ниже элементы аэродинамического обтекателя.
В свой передней части турбореактивный двигатель 6 содержит корпус 18 вентилятора большого размера, определяющий границы кольцевого канала 20 вентилятора, и в направлении к хвостовой части содержит центральный корпус 22 меньшего размера, охватывающий основную часть этого турбореактивного двигателя. Разумеется, корпуса 18 и 22 расположены друг за другом и соединены так называемым промежуточным корпусом. Понятно, что центральный корпус 22 продолжен в задней части корпусом выхлопного устройства (не показано).
Как показано на фиг.1, узлы 10 и 12 крепления двигателя крепежной конструкции 4 выполнены по два каждый и называются передним и задним узлами крепления двигателя, соответственно. Передний узел 10 крепления двигателя предпочтительно расположен между передним участком жесткой конструкции 8 и верхним участком корпуса 18 вентилятора, называемым также радиальной концевой частью. Этот передний узел 10 крепления двигателя имеет обычную конструкцию, известную специалистам в данной области техники, и предназначен, в частности, для передачи усилий, приложенных в трех направлениях X, Y и Z.
Задний узел 12 крепления также является обычной конструкцией, известной специалистам в данной области техники, расположен между самым задним участком жесткой конструкции 8 и центральным корпусом 22 или корпусом выходного устройства и может быть передавать усилия, приложенные в направлениях Y и Z.
Устройство 14 восприятия тягового усилия, передающее создаваемые двигателем тяговые усилия, может представлять собой две тяги обычной формы, каждая из которых размещена на каждой стороне двигателя 6, причем передний конец каждой тяги монтируется в задней части корпуса вентилятора или промежуточного корпуса, а ее задний конец соединяется с задним узлом 12 крепления двигателя или с жесткой конструкцией 8 поблизости от него.
В этом предпочтительном варианте осуществления изобретения жесткая конструкция 8 выполнена в форме кессона, проходящего от переднего участка к заднему по существу в направлении X.
Кессон 8, лучше всего показанный на фиг.1, имеет форму пилона, конструкция которого аналогична обычной конструкции пилонов турбореактивных двигателей, в частности, тех, которые снабжены поперечными ребрами 9, имеющими форму прямоугольника, ориентированного вдоль плоскости YZ.
На фиг.2 более подробно показаны вторичные конструкции пилона 4, включающие переднюю аэродинамическую конструкцию 24, заднюю аэродинамическую конструкцию 26, обтекатель 28, соединяющий переднюю и заднюю аэродинамические конструкции, и нижний задний обтекатель 30 пилона.
В целом, эти вторичные конструкции являются обычными элементами, идентичными или аналогичными имеющимся в известных технических решениях и известными специалистам в данной области техники, за исключением передней аэродинамической конструкции 24, которая ниже будет описана более подробно.
В частности, передняя аэродинамическая конструкция 24, только одна из которых показана на фиг.1 для ясности, обычно располагается впереди крыла и несколько приподнята относительно несущей конструкции 8, на которой она закреплена. Эта аэродинамическая конструкция выполняет функцию аэродинамического профиля между верхней частью секций корпуса вентилятора, шарнирно установленных на ней, и передней кромкой крыла. К тому же, передняя аэродинамическая конструкция 24 выполняет не только опорную функцию для секций корпуса вентилятора и аэродинамического обтекателя, но также дает возможность установки, разъединения и перемещения подводящих коммуникаций (воздушных, электрических, гидравлических, топливных).
В прямом заднем продолжении этой конструкции 24 и смонтированном над жесткой конструкцией 8 имеется обтекатель 28, также называемый «обтекателем кармана». Еще далее, по направлению к заднему участку, обтекатель 28 продолжен задней аэродинамической конструкцией 26, содержащей большую часть гидравлического оборудования. Эта конструкция 26 предпочтительно полностью располагается позади жесткой конструкции 8 и, следовательно, закреплена под крылом самолета.
Под жесткой конструкцией 8 и задней аэродинамической конструкцией 26 расположен нижний задний обтекатель 30 пилона. Его основными функциями является формирование огнестойкого экрана и аэродинамической непрерывности между корпусом выходного устройства двигателя и пилоном.
На фиг.1 видна часть гондолы 3, на переднем конце которой имеется воздухозаборник 32, закрепленный на передней части корпуса 18 вентилятора, причем непосредственно за воздухозаборником 32 следуют две секции корпуса 34 вентилятора (видна только одна, поскольку это вид в перспективе), каждая из которых шарнирно смонтирована на описанной выше передней аэродинамической конструкции 24. Хотя это и не показано, следует учесть, что гондола 3 обычной конструкции содержит по направлению к заднему участку другие элементы, известные специалистам в данной области техники, например секции реверса тяги, смонтированные на жесткой конструкции 8.
На фиг.3 и 4 детально показана, в частности, передняя аэродинамическая конструкция 24 в соответствии с одним из частных примеров осуществления настоящего изобретения.
Передняя аэродинамическая конструкция 24 содержит ложемент 40, формирующий несущую часть этого элемента. Ложемент 40 в основном проходит над корпусом 18 вентилятора и является обычной конструкцией, известной специалистам в данной области техники, а именно совокупностью лонжеронов, проходящих по существу в направлении X, и поперечного набора в виде открытых снизу арок, например, по существу полуцилиндрической формы, как показано на фиг.3 и 4, На этих чертежах также видно, что передняя часть жесткой конструкции 8 пилона 4 входит вовнутрь этого ложемента, проходя под по меньшей мере первой аркой этого ложемента. К тому же, поскольку вышеупомянутый передний узел 10 крепления двигателя смонтирован на переднем конце жесткой конструкции 8, этот передний узел 10 крепления частично располагается во внутреннем пространстве, ограниченном арками ложемента. Следует отметить, что показанная на фиг.3 и 4 нижняя часть узла 10 крепления предназначена для соединения с корпусом 18 вентилятора, который условно не показан.
Для обеспечения монтажа ложемента 40 на силовой установке 1 имеются как передние, так и задние средства крепления, что будет описано ниже.
Передние средства крепления в целом выполнены в виде переднего узла 42 крепления, соединенного с передним концом ложемента 40. В одном из частных примеров осуществления изобретения передний узел 42 крепления крепится не только к ложементу 40, но и к корпусу 18 вентилятора двигателя. Точнее, он смонтирован на верхнем радиальном конце корпуса 18 вентилятора и предпочтительно приспособлен для передачи усилий, приложенных по каждому из направлений X, Y и Z двигателя, как схематично показано стрелками на фиг.3 и 4. Например, этот узел крепления двигателя может быть выполнен в виде проушин со штифтами, широко известными специалистам в данной области техники. В примере, показанном на чертежах, узел крепления в целом представляет собой кронштейн V-образной формы с вершиной, направленной вверх и определяющей проушину, через которую проходит штифт, ориентированный в направлении Х двигателя и обеспечивающий соединение с другим кронштейном V-образной формы, вершина которого обращена вниз и который соединен с ложементом 40, взаимодействуя с первым вышеупомянутым V-образным кронштейном.
Задние средства крепления предпочтительно представляют собой два задних полуузла крепления, расположенных на каждой стороне передней части жесткой конструкции 8. Как показано на фиг.3 и 4, эти два полуузла 44а и 44b предпочтительно расположены позади переднего узла 10 крепления двигателя, вследствие чего этот узел крепления располагается в направлении Х между передними средствами крепления и задними средствами крепления передней аэродинамической конструкции 24. Каждый из двух задних полуузлов крепления 44а и 44b предназначен предпочтительно для передачи усилий, приложенных в направлениях Y и Z, но не приложенных в направлении X. Эти полуузлы имеют обычную известную специалистам в данной области техники конструкцию, в которой используются штифты и скобы. Например, каждый полуузел крепления содержит кронштейн, ориентированный по направлению Y, один конец которого соединен с жесткой конструкцией 8, а на другом конце которого выполнена вилка, через которую проходит штифт, проходящий также через соединенную с ложементом 40 проушину, вставленную в указанную вилку. При этом каждый из этих двух задних полуузлов крепления 44а и 44b сконструирован так, что допускает ограниченное относительное перемещение в направлении Х задней части аэродинамической конструкции 24 и передней части жесткой конструкции 8 пилона. Как показано на фиг.3 и 4, передние средства крепления расположены на самой передней арке ложемента 40, а два задних полуузла 44а и 44b крепления соединены с самой задней аркой ложемента 40. Также эти два полуузла крепления расположены симметрично относительно срединной вертикальной плоскости Р, проходящей через продольную ось 5 двигателя, причем эта плоскость Р в целом формирует плоскость симметрии силовой установки, предназначенной для крепления под крылом самолета.
Обычно ложемент 40 окружен аэродинамическим обтекателем 46, который предпочтительно закреплен только на ложементе 40, а не на любой другой части силовой установки, и снабжен множеством шарнирных подвесок для секций корпуса 34 вентилятора. Предпочтительно эти шарнирные подвески расположены на каждом из двух лонжеронов ложемента с каждой стороны относительно плоскости Р. Таким образом, каждый из этих двух лонжеронов 50 несет множество шарнирных подвесок 48, соединенных с одной из секций корпуса 34 вентилятора гондолы, причем эти шарнирные подвески 48, которые несет каждый лонжерон 50, способны формировать все или часть средств крепления данного кожуха вентилятора. В примере, показанном на фиг.3 и 4, установленные на лонжероне 50 три шарнирные подвески 48 взаимодействуют с расположенной позади них четвертой шарнирной подвеской 48, которая прикреплена к передней части жесткой конструкции 8 за задними средствами крепления аэродинамической конструкции 24. Разумеется, установленные на ложементе 40 шарнирные подвески 48 и расположенная за ними шарнирная подвеска (подвески) 48, прикрепленная к жесткой конструкции 8, расположены для каждой из двух секций корпуса 34 вентилятора вдоль одной и той же оси поворота.
Настоящее изобретение описано выше в качестве неограничивающего примера его осуществления, и специалистами в данной области техники могут быть сделаны различные модификации. В частности, следует отметить, что хотя силовая установка 1 представлена в конфигурации для подвески под крылом самолета, эта силовая установка 1 также может иметь другую конфигурацию для подвески над крылом, и даже в хвостовой части фюзеляжа самолета.