СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, СОДЕРЖАЩАЯ ДВИГАТЕЛЬ И СТОЙКУ ЕГО КРЕПЛЕНИЯ
AIRCRAFT POWER PLANT COMPRISING ENGINE AND ENGINE ATTACHMENT POST

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в целом относится к области стоек крепления двигателя, предназначенных для установки между несущей плоскостью летательного аппарата и двигателем, в частности к силовой установке, содержащей такую стойку крепления.
Изобретение может применяться на любом типе летательного аппарата, оборудованного, например, турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.
Такой тип стойки крепления позволяет осуществлять подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или устанавливать этот газотурбинный двигатель над крылом.
Уровень техники
Стойка крепления предназначена для образования соединительной промежуточной конструкции между газотурбинным двигателем и крылом летательного аппарата. Она позволяет передавать на конструкцию этого летательного аппарата усилия, создаваемые его турбореактивным двигателем, и позволяет также осуществлять прокладку топливных трубопроводов, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и летательным аппаратом.
Для обеспечения передачи усилий стойка содержит жесткую конструкцию, часто кессонного типа, то есть конструкцию, образованную набором из верхнего и нижнего лонжеронов и двух боковых панелей, соединенных между собой посредством поперечных нервюр.
Стойка также оборудована монтажной системой, расположенной между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией стойки, причем эта система в основном содержит по меньшей мере два узла подвески двигателя, как правило, один передний и один задний узлы подвески.
Кроме того, монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем. В предшествующем уровне техники такое устройство выполнено, например, в виде двух боковых тяг, соединенных с одной стороны с задней частью корпуса вентилятора турбореактивного двигателя, а с другой стороны - с задним узлом подвески, закрепленным на корпусе этого двигателя.
Стойка крепления содержит также вторую монтажную систему, установленную между жесткой конструкцией этой стойки и крылом летательного аппарата, при этом данная вторая система обычно состоит из двух или трех узлов подвески.
Наконец, стойка оборудована вторичной конструкцией, которая обеспечивает разделение и удержание систем и на которой установлены аэродинамические обтекатели, в том числе нижний задний аэродинамический обтекатель, обычно выступающий назад за пределы задней кромки крыла.
Силовая установка оборудована также теплообменной системой. Если эта система является системой классического типа, то есть типа «воздух - воздух», она содержит теплообменник, с которым соединены вход горячего воздуха, вход холодного воздуха, первый выход, предназначенный для соединения с элементом крыла летательного аппарата, а также второй выход, выходящий над жесткой конструкцией стойки перед задним узлом подвески двигателя. Такое расположение второго выхода имеет определенные недостатки, которые состоят, например, в том, что необходимо предусмотреть выходной трубопровод, проходящий вертикально через жесткую конструкцию стойки для вывода второго выхода над этой конструкцией, что создает очевидные проблемы безопасности, а также трудности монтажа, связанные с ограниченным доступом к кессону, образующему жесткую конструкцию.
Кроме того, при такой конструкции относительно горячий воздух выходит из второго выхода вблизи крыла летательного аппарата, что приводит к существенному возмущению набегающего потока на уровне этого крыла. Эти возмущения могут значительно ухудшить характеристики летательного аппарата.
В документе ЕР 0743434 А представлен другой тип силовой установки, в которой второй выход теплообменника выходит между корпусом двигателя и внутренним обтекателем контура холодного воздуха вблизи компрессорной группы. Тем не менее, расположение в сторону входа двигателя этого второго выхода, сообщающегося с входом холодного воздуха теплообменника, не позволяет оптимально использовать текучую среду, выходящую из этого второго выхода.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение направлено на создание силовой установки летательного аппарата, позволяющей по меньшей мере частично устранить вышеупомянутые недостатки известных технических решений, а также на создание летательного аппарата, содержащего по меньшей мере одну такую силовую установку.
Таким образом, объектом настоящего изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель и стойку его крепления, при этом стойка включает в себя жесткую конструкцию, называемую также первичной конструкцией, содержащую кессон, предпочтительно оборудованный нижним конструктивным элементом, таким как нижний лонжерон, и монтажную систему, установленную между двигателем и жесткой конструкцией, при этом монтажная система содержит, в частности, задний узел подвески двигателя. При этом установка дополнительно содержит теплообменную систему, содержащую теплообменник, с которым соединены вход горячего воздуха, вход холодного воздуха, первый выход, например, предназначенный для соединения с элементом крыла летательного аппарата, если теплообменная система является системой типа «воздух - воздух», а также по меньшей мере один второй выход. Первый выход сообщается с входом горячего воздуха, а упомянутый по меньшей мере один второй выход сообщается с входом холодного воздуха. Согласно изобретению каждый из вторых выходов теплообменной системы находится между кессоном и двигателем, то есть предпочтительно под нижним конструктивным элементом типа нижнего лонжерона, если двигатель предназначен для подвески под крылом летательного аппарата, при этом каждый из вторых выходов расположен позади заднего узла подвески двигателя. Жесткая конструкция стойки крепления содержит также конструктивный блок, неподвижно установленный на кессоне между этим кессоном и двигателем, при этом конструктивный блок содержит узел стыковки заднего узла подвески двигателя. Кроме того, указанный второй выход теплообменной системы выполнен на втором выходном трубопроводе, соединенном с теплообменником и проходящем через вышеуказанный конструктивный блок.
Таким образом, конструкция в соответствии с настоящим изобретением предпочтительно не требует наличия второго выходного трубопровода, проходящего через кессон жесткой конструкции стойки, так как второй выход воздуха находится под нижним конструктивным элементов этого кессона, что относится также к теплообменнику, когда двигатель предназначен для подвески под крылом. При этом повышается безопасность силовой установки, а также упрощается монтаж теплообменной системы. С другой стороны, расположение второго выхода в соответствии с настоящим изобретением предполагает, что выходящий из него воздух не возмущает поток на уровне крыла. Таким образом, характеристики летательного аппарата могут быть улучшены по сравнению с известными техническими решениями.
Второй выход выходит наружу за задним узлом подвески двигателя на уровне, где давление является по существу более высоким, чем давление перед этим узлом подвески двигателя, следовательно, разность давления, возникающая между входом холодного воздуха и вторым выходом теплообменной системы, намного больше, чем в известных технических решениях, за счет сильного всасывания на уровне этого второго выхода, что позволяет существенно увеличить расход воздуха, проходящего через теплообменную систему, а значит, улучшить ее характеристики.
Кроме того, учитывая, что второй выход находится позади заднего узла подвески двигателя, можно легко направить этот выход в область реактивной струи двигателя и тем самым использовать воздух, выходящий из этого второго выхода, для создания дополнительной тяги.
Как было указано выше, стойка выполнена таким образом, чтобы ее жесткая конструкция содержала также конструктивный блок, неподвижно установленный на кессоне между этим кессоном и двигателем и предпочтительно под нижним конструктивным элементом кессона, если двигатель предназначен для крепления под крылом летательного аппарата, причем этот конструктивный блок, называемый в этом случае нижним конструктивным блоком, содержит узел стыковки заднего узла подвески двигателя.
Таким образом, в неограничивающем случае, когда двигатель предназначен для крепления под крылом летательного аппарата, такая конструкция в целом позволяет сместить задний узел подвески двигателя вниз по отношению к кессону, благодаря нижнему конструктивному блоку, который, таким образом, является неотъемлемой частью жесткой конструкции и может быть сравнен с форштевнем или наконечником. Добавление этого блока по сравнению с известными решениями, в которых жесткая конструкция была выполнена исключительно в виде кессона, имеет много преимуществ, в том числе возможность удаления этого кессона от двигателя, подвешенного на стойке. При этом температурный режим кессона является более благоприятным, чем в известных технических решениях, где узел стыковки заднего узла подвески двигателя находился непосредственно на нижнем конструктивном элементе типа нижнего лонжерона. Это смягчение температурного режима позволяет для изготовления жесткого кессона использовать материалы, менее чувствительные к высокой температуре, такие как композитные материалы типа стекловолокон или углеродных волокон, пропитанных смолой. В этом предпочтительном случае получается значительный выигрыш в массе всей стойки крепления.
Кроме того, это позволяет разделить проектирование конструктивного блока, в основном определяющееся необходимостью обеспечения прохождения усилий от заднего узла подвески двигателя, от проектирования кессона, размеры которого в основном определены узлом стыковки крыла, крепящегося к этому кессону. Благодаря этому ширина блока может быть меньше ширины кессона, что дает существенный выигрыш в аэродинамических характеристиках, учитывая, что в зоне прохождения потока наружного контура находится именно блок небольшой ширины, а не более широкая нижняя часть кессона. Таким образом, аэродинамические возмущения напротив заднего узла подвески двигателя значительно уменьшаются по сравнению с известными техническими решениями.
Более того, геометрия кессона больше не зависит от необходимости приближения к корпусу двигателя, так как эта функция может быть полностью обеспечена нижним конструктивным блоком, неподвижно соединенным с этим кессоном. В связи с этим геометрию этого кессона можно значительно упростить, так же как и упростить процесс изготовления, в частности, предусматривая выполнение нижней стороны кессона плоской по всей длине. Таким образом, уменьшается и идеально оптимизируется его масса, поскольку нижняя часть кессона больше не содержит уступа большой ширины, предназначенного исключительно для приближения к корпусу двигателя.
Наконец, необходимо отметить, что блок, выступающий из кессона вниз и расположенный только на небольшом участке продольной длины жесткой конструкции, позволяет облегчить прокладку трубопроводов или аналогичных элементов через этот нижний конструктивный блок. Эта возможность, касающаяся систем, прокладываемых в стойке, облегчает, таким образом, доступ к задней части жесткой конструкции, для чего раньше необходимо было проходить через кессон, который не отличается такой доступностью. Эта возможность представляет особенный интерес при выполнении теплообменной системы, вторая часть которой, выполненная на втором выходном трубопроводе, соединяется с теплообменником и проходит через конструктивный блок, и это решение позволяет достаточно просто расположить этот второй выход позади заднего узла подвески двигателя, установленного на этом же блоке.
Предпочтительно второй выход выступает наружу на уровне наружной стенки заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления, причем этот задний аэродинамический обтекатель полностью расположен позади заднего узла подвески двигателя.
Такая компоновка является исключительно выгодной с точки зрения аэродинамики. Действительно, вышеуказанный обтекатель, называемый также «щитком» и обычно выступающий в заднем направлении за пределы задней кромки крыла, как правило, обдувается реактивной струей двигателя, что создает значительное лобовое сопротивление, отрицательно сказывающееся на рабочих характеристиках. Расположение второго выхода на уровне наружной стенки обтекателя обеспечивает погружение последнего в воздушный слой, защищающий его от реактивной струи двигателя. Действительно, лобовое сопротивление, возникающее из-за обдувания нижнего заднего обтекателя реактивной струей, значительно уменьшается по сравнению с известными техническими решениями, что дает существенный выигрыш в рабочих характеристиках.
Чтобы одновременно увеличить тягу, создаваемую воздухом, выходящим из второго выхода, повысить характеристики теплообменной системы и улучшить защиту заднего аэродинамического обтекателя от реактивной струи двигателя, предпочтительно этот второй выход расположить на уровне донного среза этого обтекателя для создания повышенного всасывания и, следовательно, получения еще большей разности давлений.
В качестве альтернативы этому вышеуказанному решению можно расположить второй выход теплообменной системы с выходом внутрь заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления. В этом случае для удаление воздуха выходное воздушное отверстие может быть выполнено в задней части этого обтекателя, причем в случае необходимости это отверстие можно соединить с управляемой подвижной конструкцией, которая в зависимости от своего положения позволяет изменять аэродинамическую форму указанного обтекателя. Когда подвижная конструкция предпочтительно находится в отверстии, управление этой подвижной конструкцией позволяет уменьшать или увеличивать всасывание воздуха, выходящего из выполненного в этом обтекателе отверстия, в зависимости от того, находится ли этот обтекатель в конфигурации, образующей один или несколько уступов с целью создания донного эффекта для обеспечения большего всасывания воздуха, или в конфигурации, образующей по существу сплошную аэродинамическую форму без уступов, чтобы максимально снизить лобовое сопротивление.
Когда второй выход теплообменной системы направлен внутрь заднего аэродинамического обтекателя, можно также предусмотреть, чтобы этот обтекатель был оборудован управляемой подвижной системой, содержащей две боковые панели, передние концы которых шарнирно установлены, соответственно, на двух боковых элементах обшивки обтекателя, при этом каждая из панелей предназначена для открывания или закрывания отверстия, выполненного в соответствующей боковой обшивке обтекателя.
Можно также предусмотреть два вторых выхода, один из которых расположен на уровне наружной стенки заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления, а второй направлен внутрь этого обтекателя, причем для выпуска воздуха эти два выхода можно использовать поочередно или одновременно.
Предпочтительно первый выход теплообменной системы выполнен на первом выходном трубопроводе, соединенном с теплообменником и проходящем через кессон жесткой конструкции. Это расположение наиболее предпочтительно для случая, когда теплообменная система является системой типа «воздух - воздух», и первый выход при этом предназначен для соединения с элементом крыла летательного аппарата. Тем не менее, изобретение применимо также для других случаев, когда текучая среда, проходящая через теплообменную систему и выходящая через первый выход, предназначена не для крыла и/или фюзеляжа, а для двигателя, гондолы или жесткой конструкции стойки.
При этом теплообменная система типа «текучая среда - воздух» выполнена так, что текучая среда, проходящая через вход горячей текучей среды, а также через первый выход, выбрана из группы, в которую входят воздух, масло и топливо.
Как правило, теплообменник расположен между кессоном и двигателем спереди по отношению к заднему узлу подвески.
Наконец, предпочтительно каждый из вторых выходов расположен между кессоном и двигателем напротив сопла двигателя или за ним.
Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну описанную выше силовую установку.
Другие преимущества и особенности настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 показана силовая установка летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, вид сбоку, при этом для упрощения чертежа теплообменная система кессона не показана;
на фиг.2 - увеличенный вид в перспективе нижнего конструктивного блока, принадлежащего жесткой конструкции стойки крепления силовой установки, показанной на фиг.1;
на фиг.3 - фрагмент установки, показанной на фиг.1, с теплообменной системой, вид в перспективе;
на фиг.4 - вид сбоку силовой установки летательного аппарата, данная установка представлена в качестве альтернативы предпочтительному варианту выполнения показанному на фиг.1-3;
на фиг.5а и 5b изображен задний участок аэродинамического обтекателя стойки крепления, входящей в состав силовой установки, показанной на фиг.3, с управляемой подвижной конструкцией, выполненной с возможностью уменьшения или увеличения всасывания воздуха на выходе обтекателя, вид сверху;
на фиг.6 - вид, аналогичный фиг.5а и 5b, при этом управляемая подвижная конструкция выполнена согласно альтернативному варианту выполнения;
на фиг.7а - вид, аналогичный фиг.4, с задним аэродинамическим обтекателем, оборудованным управляемой подвижной конструкцией, выполненной согласно другому альтернативному варианту;
на фиг.7b - разрез по VII-VII на фиг.7а.
Осуществление изобретения
Согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения показанная на фиг.1 силовая установка 1 летательного аппарата предназначена для крепления под крылом 3 этого летательного аппарата и содержит стойку крепления 4.
Силовая установка 1 содержит двигатель, в частности турбореактивный двигатель, 2 и стойку 4 крепления, при этом стойка снабжена жесткой конструкцией 10 и монтажной системой 11, состоящей из нескольких узлов 6, 8 подвески двигателя и устройства 9 восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 тяговых усилий. Монтажная система 11 установлена между двигателем и жесткой конструкцией 10. Кроме того, силовая установка 1 охвачена гондолой (на этой фигуре не показана), а стойка 4 крепления содержит другой ряд узлов подвески (не показаны), обеспечивающих подвеску этой силовой установки 1 под крылом летательного аппарата.
В дальнейшем буквенной позицией Х условно обозначено продольное направление стойки 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 2, причем этом направление Х параллельно продольной оси 5 турбореактивного двигателя 2. Позицией Y обозначено направление, поперечное стойке 4 и соответствующее также поперечному направлению турбореактивного двигателя 2, а позицией Z обозначено вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.
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 показаны только устройство 9 восприятия усилий, узлы 6, 8 подвески двигателя и жесткая конструкция 10 стойки 4 крепления. Другие, непоказанные, конструктивные элементы этой стойки 4, такие как средства крепления жесткой конструкции 10 под крылом летательного аппарата или вторичная конструкция, обеспечивающая распределение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных технических решений, поэтому их подробное описание опущено, за исключением нижнего заднего аэродинамического обтекателя, который представляет собой одну из особенностей настоящего изобретения.
В передней части турбореактивный двигатель 2 содержит корпус 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 14 вентилятора, а в сторону выхода содержит центральный корпус 16 меньшего размера, охватывающий рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Центральный корпус 16 продолжен в сторону выхода корпусом 17 выходного устройства большего размера. Корпуса 12, 16 и 17 неподвижно соединены между собой.
Как показано на фиг.1, набор узлов подвески двигателя содержит передний узел 6 подвески и задний узел 8 подвески, в случае необходимости состоящий из двух задних полуузлов подвески, что известно из предшествующего уровня техники. Устройство 9 восприятия усилий выполнено, например, в виде двух боковых тяг (на фигуре показана только одна тяга, поскольку представлен вид сбоку), одни стороны которых соединены с задней частью корпуса 12 вентилятора, а другие стороны - с траверсой 20, которая установлена на жесткой конструкции 10.
Передний узел 6 подвески двигателя, неподвижно соединенный с металлическим крепежным элементом 15 жесткой конструкции 10 и с корпусом 12 вентилятора, классически выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, только в направлениях Y и Z, то есть не воспринимает усилия, действующие в направлении X. Например, этот передний 6 узел подвески предпочтительно заходит в окружной концевой участок корпуса 12 вентилятора.
Задний узел 8 подвески двигателя установлен по существу между корпусом 17 выходного устройства и жесткой конструкцией 10 стойки. Как указано выше, предпочтительно задний узел подвески выполнен с возможностью восприятия усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2, в направлениях Y и Z, но не усилий, действующих в направлении X.
Таким образом, при наличии изостатической монтажной системы 11 восприятие усилий, действующих в направлении X, осуществляется при помощи устройства 9, а не передним узлом 6 подвески и задним узлом 8 подвески.
Восприятие момента, действующего относительно направления X, осуществляется вертикально при помощи узла 8 подвески, восприятие момента, действующего относительно направления Y, осуществляется вертикально при помощи заднего узла 8 подвески совместно с узлом 6 подвески, а восприятие усилий, действующих относительно направления Z, осуществляется поперечно при помощи узла 8 подвески совместно с узлом 6 подвески.
Как показано на фиг.1, конструкция 10 содержит кессон 24, расположенный от одного конца этой конструкции 10 к другому ее концу в направлении X, образуя, таким образом, торсионный кессон, называемый главным кессоном конструкции. Классически он состоит из верхнего и нижнего лонжеронов 26 и 28, а также из двух боковых панелей 30 (на фиг.1 показана только одна панель), которые расположены в направлении Х и по существу в плоскости XZ. Внутри этого кессона установлены усиливающие жесткость кессона 24 поперечные нервюры 32, расположенные в плоскостях YZ и отстоящие друг от друга в продольном направлении. В качестве примера необходимо отметить, что каждый из элементов 26, 28 и 30 может быть выполнен как в виде единой детали, так и путем сборки примыкающих секций, которые, в случае необходимости, могут иметь небольшой наклон относительно друг друга.
Предпочтительно, как показано на фиг.1, нижний лонжерон 28 выполнен плоским по всей своей длине, причем эта плоскость по существу параллельна плоскости XY или имеет небольшой наклон относительно последней.
В данном случае, когда двигатель предназначен для подвески под крылом, на наружной поверхности нижнего лонжерона 28 неподвижно установлен конструктивный блок 34, называемый нижним конструктивным блоком 34 в силу его положения под кессоном 24. Тем не менее, необходимо отметить, что в неописанном, но охватываемом настоящим изобретением случае, когда двигатель 2 устанавливают над крылом 3, конструктивный блок неподвижно соединяют с верхним лонжероном 26 кессона.
Блок 34 содержит узел 36 стыковки для крепления заднего узла 8 подвески, расположенный под плоскостью, в которой лежит лонжерон 28, и предпочтительно направленный вдоль плоскости XY. Как будет описано ниже, этот узел 36 стыковки предназначен для взаимодействия с крепежным корпусом заднего узла 8 подвески двигателя.
Ширина блока 34 в направлении Y меньше ширины кессона 24, что позволяет вынести узел 8 подвески вниз по отношению к кессону 24, то есть увеличить расстояние между двигателем 2 и кессоном.
Таким образом, термические воздействия на кессон 24 являются относительно слабыми, поэтому его можно выполнить из композитного материала или из любого другого материала, чувствительного к воздействию тепла, что позволит получить выигрыш в общей массе стойки 4. С другой стороны, блок 34 в большей степени подвержен термическим воздействиям из-за его близости к двигателю 2, вследствие чего его следует выполнять из металла, предпочтительно титана.
Как показано на фиг.2, конструктивный блок 34, закрепленный под нижним лонжероном 28, содержит две боковины 40, каждая из которых в своей верхней части имеет крепежную полку 42. Крепежная полка 42 направлена вдоль той же плоскости, что и указанный, лонжерон для обеспечения контакта с ним и для крепления блока 34 на кессоне 24. Предпочтительно крепление осуществляют при помощи множества стяжных болтов и предохранительных штифтов (не показаны), расположенных перпендикулярно к нижнему лонжерону 28 вдоль осей 44, проходящих через полки 42. Предпочтительно эти средства крепления позволяют снизить теплопроводность между блоком 34 и нижним лонжероном 28, причем эту теплопроводность можно снизить еще больше, установив изолирующие кольца или шайбы между этими двумя элементами 24 и 34.
Блок 34 содержит также одну или несколько поперечных нервюр 46, расположенных между двумя боковинами 40 и предпочтительно направленных вдоль плоскостей YZ.
Узел 36 стыковки образован нижним участком 50 двух боковин 40, в случае необходимости в комбинации с одной из нервюр 46, и предпочтительно имеет вид рамы. Узел 36 стыковки, образованный двумя нижними участками 50 боковин 40 и нижней частью соответствующей нервюры 46, в целом образует горизонтальную полосу, расположенную вдоль направления Y, на которой крепится крепежный корпус 38 заднего узла 8 подвески двигателя, предпочтительно при помощи болтов.
Крепежный корпус 38 известен специалистам и имеет конструкцию, по существу идентичную конструкции, используемой в решениях, в которых этот корпус устанавливают непосредственно на нижнем лонжероне 28 кессона. Таким образом, он содержит две вилки 52, с которыми шарнирно соединены серьги (не показаны), в свою очередь, шарнирно установленные на металлических крепежных элементах, неподвижно соединенных с двигателем.
Кроме того, между двумя боковинами 40, предпочтительно спереди по отношению к крепежному корпусу 38, выполнен металлический элемент 54 крепления траверсы 20. На этом металлическом крепежном элементе 54 установлен поворотный шкворень 56 траверсы 20, которая своими двумя концами шарнирно соединена с двумя тягами 9 восприятия тяговых усилий.
Следует отметить, что блок 34 может быть выполнен в виде вторичного жесткого кессона и содержать переднюю и заднюю запорные пластины (не показаны), неподвижно соединенные с боковинами 40, закрывая этот кессон соответственно спереди и сзади.
Как показано на фиг.3, силовая установка 1 также содержит теплообменную систему 104, которая в основном включает в себя вход 106 холодного воздуха и вход 108 горячего воздуха. Вход 106 холодного воздуха предпочтительно расположен под кессоном 24 перед соединением части вентилятора с частью реверса тяги гондолы (не показана) и, в частности, на выходе кольцевого канала вентилятора таким образом, чтобы в этот вход поступал холодный воздух, выходящий из вентилятора. Вход 108 горячего воздуха соединен непосредственно с центральным корпусом двигателя 2 (не показан). Эти входы 106 и 108 холодного и горячего воздуха, соответственно, выполнены на уровне переднего конца трубопровода 110 холодного воздуха и трубопровода 112 горячего воздуха, которые соединены своими другими концами с теплообменником 114, установленным между кессоном 24 и двигателем 2 перед задним узлом 8 подвески и конструктивным блоком 34. Теплообменник 114 может иметь любую известную специалистам конструкцию.
Теплообменная система 104 также содержит первый выход 116, предназначенный для соединения с крылом с целью обеспечения функционирования антиобледенительной системы, системы кондиционирования воздуха в кабине и т.д. Этот выход 116 расположен на конце первого выходного трубопровода 120, другой конец которого соединен с теплообменником 114. Для подхода к крылу трубопровод 120 проходит предпочтительно вертикально через кессон 24, как показано на фиг.3.
Кроме того, теплообменная система 104 содержит второй выход 122а, расположенный на конце второго выходного трубопровода 124, другой конец которого тоже соединен с теплообменником 114. Необходимо уточнить, что первый выход теплообменной системы сообщается с входом горячего воздуха, а второй выход - с входом холодного воздуха.
На фиг.3 показана также система 58 тепловой защиты кессона 24, предпочтительно включающая в себя проложенный под нижним лонжероном 28 вентилируемый канал 60. Эта система 58 тепловой защиты не входит в объем настоящего изобретения, следовательно, ее подробное описание опущено.
Одной из особенностей настоящего изобретения является то, что при креплении двигателя под крылом летательного аппарата второй выход 122 теплообменной системы расположен позади узла 8 подвески под лонжероном 28 кессона 24. Для этого, как показано на фиг.3, предусмотрено, чтобы этот трубопровод 124 проходил в продольном направлении через конструктивный блок 34, что достаточно просто осуществить в силу небольшой длины блока 34 в направлении X.
На фиг.3 показан один из аэродинамических обтекателей, которым оборудована стойка 4. Этот аэродинамический обтекатель известен под названием заднего аэродинамического обтекателя, или нижнего заднего аэродинамического обтекателя, или «щитка», или «хвостового пилонного обтекателя». Этот обтекатель 66, предпочтительно расположенный под кессоном 24, находится полностью позади узла 8 подвески и обычно выступает назад за пределы задней кромки крыла 3. Таким образом, он не является частью жесткой конструкции стойки, а соединен с ней при помощи опорного металлического крепежного элемента 68, неподвижно установленного под кессоном 24 позади блока 34. Как известно, его нижняя передняя часть расположена по существу по касательной к верхней части выпускного сопла двигателя 2.
В предпочтительном варианте выполнения трубопровод 124 выполнен таким образом, что выходит за пределы блока 34 и заходит внутрь обтекателя 66, при этом вторая часть 122а этого трубопровода находится, например, вблизи переднего участка обтекателя 66. Для этого, прежде чем трубопровод 124 зайдет в обтекатель 66, он проходит через металлический крепежный элемент 68, на котором установлен этот обтекатель. Таким образом, предпочтительно, хотя это на фиг.3 и не показано, второй выход 122а находится напротив сопла двигателя или за этим соплом.
На фиг.4 показана альтернативная версия предыдущего предпочтительного варианта выполнения, согласно которой второй выходной трубопровод 124 не заходит внутрь обтекателя 66 и содержит изгиб или колено на выходе блока 34, позволяющее ему следовать вниз вдоль крепежного металлического элемента 68.
Другой изгиб или колено выполнено таким образом, что концевой участок трубопровода 124 проходит между нижней передней частью обтекателя 66 и верхней частью сопла 70. Кроме того, второй выход 122b предпочтительно выполнен на уровне среза (не показан) наружной стенки обтекателя 66, чтобы создавался донный эффект, обеспечивающий увеличенное всасывание воздуха, выходящего из трубопровода 124.
Учитывая, что воздух, выходящий из второго выходного трубопровода 124, предпочтительно используется для создания тяги, описанный выше случай, в котором второй выход 122а заходит внутрь обтекателя, требует наличия выходного воздушного отверстия в этом обтекателе.
На фиг.5а и 5b показан первый вариант выполнения заднего участка аэродинамического обтекателя 66, который содержит указанное выходное воздушное отверстие 86 на своем заднем концевом участке.
В этом варианте выполнения отверстие 86 связано с управляемой подвижной конструкцией 88, которая в зависимости от своего положения позволяет изменять аэродинамическую форму обтекателя 66. Предпочтительно эта конструкция 88 имеет оживальную или аналогичную форму и в заднем положении, называемом развернутым аэродинамическим положением, выступает из отверстия 86 так, что по существу является аэродинамическим продолжением боковых обшивок 90а, 90b обтекателя 66, как показано на фиг.5а. Поступательное перемещение конструкции 88 в направлении 92, по существу параллельном направлению X, осуществляется, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96. Это позволяет получить обтекатель 66 по существу сплошной аэродинамической формы без уступа, не оказывающий существенного лобового сопротивления. Предпочтительно такое аэродинамическое положение применяется во время фаз полета летательного аппарата на повышенных скоростях.
На фиг.5b подвижная конструкция 88 показана в переднем положении, называемом задвинутым положением всасывания, и эта конструкция 88 почти полностью зашла внутрь по отношению к отверстию 86, которое в этом случае имеет сечение большей площади, за счет чего больше не обеспечивается аэродинамическое продолжение боковых обшивок 90а, 90b обтекателя 66. Наоборот, на уровне заднего конца каждой из этих двух обшивок 90а, 90b появляется уступ или аэродинамический разрыв 98а, 98b, что создает донный эффект под действием воздуха, обдувающего наружную стенку этих обшивок 90а, 90b. Этот донный эффект способствует, таким образом, увеличению всасывания воздуха, выходящего из отверстия 86, повышая за счет этого эффективность защитной системы 58.
Предпочтительно такое положение всасывания применяется во время полета летательного аппарата на низких скоростях. Действительно, при небольшой скорости лобовое сопротивление от уступов 98а, 98b не является определяющим, а создаваемое всасывание позволяет увеличить разность давления, которая без этих уступов была бы незначительной в силу низкой скорости летательного аппарата.
На фиг.6 показан второй вариант выполнения заднего участка аэродинамического обтекателя 66, который тоже содержит выходное воздушное отверстие 86 в своем заднем концевом участке.
В этом варианте выполнения отверстие 86 связано с подвижной конструкцией 88, которая уже не имеет оживальной формы, а выполнена в виде двух панелей 100а, 100b, шарнирно соединенных друг с другом своими задними концами посредством оси 102, предпочтительно параллельной направлению Y. Панели 100а, 100b постоянно выступают из отверстия 86.
В раздвинутом положении, показанном сплошными линиями и называемом развернутым аэродинамическим положением, передние концы обеих панелей 100а, 100b опираются на задние концы обшивок 90а, 90b обтекателя 66 таким образом, что по существу являются аэродинамическим продолжением этих обшивок. Поворот конструкции 88 вокруг оси 102 осуществляется, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96 и позволяет получить обтекатель 66 по существу сплошной аэродинамической формы без уступа, что не создает значительного лобового сопротивления.
В сдвинутом положении, называемом задвинутым положением всасывания, показанном пунктирной линией на фиг.6, два передних конца панелей 100а, 100b, приблизившиеся друг к другу за счет поворота, оказываются значительно удаленными от задних концов обшивок 90а, 90b, так что отверстие 86 имеет сечение большей площади, и больше не обеспечивается аэродинамическое продолжение боковых обшивок 90а и 90b. В этом положении между задним концом каждой из двух обшивок 90а, 90b и соответствующей панелью 100а, 100b появляется уступ или аэродинамический разрыв 98а, 98b, который создает донный эффект под действием воздуха, обдувающего наружную стенку этих обшивок 90а, 90b.
Преимуществом двух описанных выше альтернативных вариантов выполнения является наличие отверстия 86 с сечением, изменяющимся в зависимости от положения подвижной конструкции 88. Регулирование количества воздуха, выходящего из второго выхода за счет изменения сечения отверстия обтекателя, позволяет отказаться от применения клапана, предусмотренного с этой же целью в теплообменной системе известных технических решений.
На фиг.7а и 7b показан третий вариант выполнения средств выпуска воздуха за пределы аэродинамического обтекателя 66, который не содержит в своем заднем концевом участке выходного отверстия, а содержит два отверстия 105а, 105b, выполненные по обе стороны от обтекателя 66 соответственно на его двух боковых обшивках 90а, 90b. Отверстия 105а и 105b могут находиться внутри или вблизи центральной зоны обтекателя 66, если смотреть по направлению X.
В этом варианте выполнения подвижная конструкция 88 выполнена в виде двух боковых панелей или створок 101а, 101b, каждая из которых шарнирно установлена своим передним концом на боковой обшивке 90а, 90b обтекателя 66, соответственно, вокруг осей 103а и 103b, предпочтительно параллельных направлению Z.
В сложенном положении, называемом аэродинамическим положением и показанном сплошной линией, задний конец обеих панелей 101a, 101b опирается на обшивки 90а, 90b обтекателя 66, являясь по существу аэродинамическим продолжением этих обшивок. Поворот конструкции 88 осуществляется, например, при помощи соединенных с ней приводных средств (не показаны) и позволяет получить обтекатель 66 по существу сплошной аэродинамической формы и без уступа, не оказывающий существенного лобового сопротивления. В этом сложенном положении каждая из панелей 101а и 101b перекрывает свое соответствующее отверстие 105а и 105b, выполненное в соответствующей боковой обшивке 90а, 90b обтекателя.
В развернутом положении, называемом положением выпуска воздуха и показанном пунктирной линией на фиг.7b, оба задних конца панелей 101а и 101b раздвинуты в результате поворота вокруг осей 103а и 103b и удалены от обшивок 90а и 90b, соответственно. При этом больше не обеспечивается аэродинамическое продолжение боковых обшивок 90а, 90b, и воздух, находящийся в обтекателе 66, может выходить через свободные пространства, образовавшиеся между обшивками 90а, 90b и задними концами боковых панелей 101а, 101b. Разведение боковых панелей или створок 101а, 101b, которое приводит к открыванию отверстий 105а, 105b, способствует созданию эффекта всасывания в развернутом положении этих панелей.
Вариант выполнения с боковыми панелями или створками 101а, 101b выбирают, в частности, тогда, когда необходимо использование обоих выходов 122а и 122b, как схематично показано на фиг.7а.
Соответствующая система (не показана) может в этом случае позволить осуществить выпуск воздуха либо через выход 122а, либо через выход 122b, либо через оба выхода одновременно. В этой связи следует отметить, что выход 122а предпочтительно используют в случае аварии и при высоких значениях расхода (низкие скорости летательного аппарата), тогда как выход 122b предпочтительно используют при полете на крейсерском режиме при небольших значениях расхода (высокие скорости летательного аппарата).
Разумеется, специалист может вносить различные изменения в описанные силовые установки 1 летательного аппарата, представленные исключительно в качестве неограничивающих примеров. В этой связи следует отметить, что стойка 4 была представлена в конфигурации, предназначенной для ее крепления под крылом летательного аппарата, однако эту стойку 4 можно также представить в другой конфигурации, которая позволяет установить ее над крылом.
Кроме того, оставаясь в рамках настоящего изобретения, теплообменную систему можно выполнить не только в виде системы типа «воздух - воздух», но и в виде системы типа «топливо - воздух» или «масло - воздух».