ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
GAS TURBINE ENGINE

Перекрестная ссылка на родственные заявки
[0001] Настоящее раскрытие является частичным продолжением патентной заявки США №12/131876, поданной 2 июня 2008 г.
Уровень техники
[0002] Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю и более конкретно - к монтажной конструкции для двигателя, предназначенной для крепления турбовентиляторного газотурбинного двигателя к пилону воздушного судна.
[0003] Газотурбинный двигатель может быть установлен в различных точках воздушного судна, в частности на пилоне, присоединенном к конструкции воздушного судна. Монтажная конструкция для двигателя обеспечивает передачу нагрузок между двигателем и конструкцией воздушного судна. Указанные нагрузки обычно включают вес двигателя, тягу, аэродинамические боковые нагрузки и вращающий момент относительно оси двигателя. Монтажная конструкция для двигателя должна также поглощать деформации, которым подвергается двигатель во время различных этапов полета и изменений размеров вследствие теплового расширения и уборки шасси.
[0004] Традиционная монтажная конструкция для двигателя содержит пилон, имеющий передний узел крепления и задний узел крепления с относительно длинными толкающими штангами, которые проходят вперед от заднего узла крепления к конструкции промежуточного картера двигателя. Такая монтажная конструкция традиционного типа является эффективной, однако ее недостаток заключается в относительно больших ударных нагрузках на картеры двигателей со стороны толкающих штанг, которые оказывают сопротивление тяге двигателя и соединяют тягу с пилоном. Эти нагрузки стремятся деформировать промежуточный картер и корпусы компрессоров низкого давления (КНД). Деформация может вызывать увеличение зазоров между неподвижными корпусами и концами вращающихся лопаток, что может оказывать негативное влияние на работу двигателя и увеличивать расход топлива. В качестве ближайшего аналога настоящего изобретения можно назвать газотурбинный двигатель, известный из патентного документа US 2009/0053058. Задача и технический результат настоящего изобретения заключаются в получении легкой и эффективно функционирующей конструкции двигателя.
Сущность изобретения
[0005] Газотурбинный двигатель согласно одному их примерных аспектов настоящего изобретения содержит редуктор, расположенный вдоль продольной оси двигателя, и каскад, также расположенный вдоль указанной продольной оси двигателя, который приводит в действие редуктор, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней.
[0006] В другом неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя небольшое число ступеней может представлять собой от трех до шести (3-6) ступеней. Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять три (3) ступени. Дополнительно или альтернативно, небольшое число ступеней может составлять пять (5) или шесть (6) ступеней.
[0007] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя указанный каскад может представлять собой каскад низкого давления.
[0008] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя двигатель может содержать внутреннюю гондолу, расположенную вокруг продольной оси двигателя, гондолу вентилятора, расположенную, по меньшей мере частично, вокруг внутренней гондолы так, что обеспечивается тракт наружного контура для воздушного потока в наружном контуре вентилятора, и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно гондолы вентилятора, чтобы изменять площадь выходного сечения вентиляторного сопла и регулировать соотношение давлений воздушного потока в наружном контуре во время работы двигателя.
[0009] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя двигатель может содержать контроллер, предназначенный для управления вентиляторным соплом с изменяемой площадью сечения с целью изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре.
[0010] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя контроллер может обеспечивать уменьшение площади выходного сечения вентиляторного сопла в режиме крейсерского полета. Дополнительно или альтернативно, контроллер может обеспечивать управление площадью выходного сечения вентиляторного сопла с целью уменьшения аэродинамической неустойчивости вентилятора.
[0011] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения может определять заднюю кромку гондолы вентилятора.
[0012] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую приблизительно шесть (6). Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую приблизительно десять (10). Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую шесть (6). Дополнительно или альтернативно, поток наружного контура может обеспечивать степень двухконтурности, превышающую десять (10).
[0013] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя редуктор может иметь передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,3. Дополнительно или альтернативно, редуктор может иметь передаточное отношение, которое больше или равно приблизительно 2,5. Дополнительно или альтернативно, редуктор может иметь передаточное отношение, которое большее или равно 2,5.
[0014] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, большее чем приблизительно пять (5).
[0015] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5).
[0016] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя вентилятор может приводиться в действие редуктором.
[0017] Газотурбинный двигатель согласно другому примерному аспекту настоящего изобретения содержит внутреннюю гондолу, расположенную вокруг продольной оси двигателя, гондолу вентилятора, расположенную, по меньшей мере частично, вокруг внутренней гондолы так, чтобы определять в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контура, редуктор, расположенный во внутренней гондоле, каскад, расположенный вдоль продольной оси двигателя во внутренней гондоле и предназначенный для приведения в действие редуктора, при этом указанный каскад содержит турбину низкого давления с небольшим числом ступеней и вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения, выполненное с возможностью перемещения в осевом направлении относительно гондолы вентилятора для изменения площади выходного сечения вентиляторного сопла и регулирования соотношения давлений воздушного потока в наружном контуре во время работы двигателя.
[0018] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5). Согласно еще одному варианту изобретения двигатель дополнительно содержит: вентилятор, выполненный с возможностью вращения со скоростью вентилятора вокруг продольной оси и приводимый в действие турбиной низкого давления с помощью редуктора, причем скорость вентилятора меньше скорости турбины низкого давления; внутренний контур, окруженный внутренней гондолой, расположенной вокруг продольной оси двигателя; гондолу вентилятора, установленную, по меньшей мере частично, вокруг указанной внутренней гондолы и определяющую в наружном контуре вентилятора тракт для воздушного потока наружного контур, причем степень двухконтурности, определяемая как отношение потока, проходящего в наружном контуре вентилятора, к воздушному потоку через внутренний контур, превышает десять.
[0019] В следующем неограничительном варианте осуществления любого из вышеуказанных вариантов осуществления газотурбинного двигателя турбина низкого давления может обеспечивать соотношение давлений, превышающее пять (5), поток наружного контура обеспечивает степень двухконтурности, превышающую десять (10), а редуктор имеет передаточное отношение, которое больше или равно 2,5.
Краткое описание чертежей
[0020] Различные признаки и преимущества настоящего изобретения будут очевидными для специалистов в данной области техники из приведенного ниже подробного описания раскрытого в настоящем документе варианта осуществления. Чертежи, которые сопровождают это подробное описание, можно кратко охарактеризовать следующим образом:
[0021] фиг. 1А - общий схематический вид газотурбинного двигателя в разрезе вдоль продольной оси двигателя;
[0022] фиг. 1В - общий вид газотурбинного двигателя в разрезе вдоль продольной оси двигателя, при этом в нижней половине показана неподвижная конструкция корпуса двигателя;
[0023] фиг. 1С - вид сбоку системы крепления, показывающей задний узел крепления, присоединенный при помощи корпуса опоры двигателя к промежуточной силовой раме между первым и вторым подшипниками, опирающимися на нее;
[0024] фиг. 1D - вид спереди в аксонометрии монтажной системы, показывающий задний узел крепления, присоединенный при помощи корпуса опоры двигателя к промежуточной силовой раме между первым и вторым подшипниками, опирающимися на нее;
[0025] фиг. 2А - вид сверху монтажной системы двигателя;
[0026] фиг. 2В - вид сбоку монтажной системы двигателя в гондольной системе;
[0027] фиг. 2С - вид спереди в аксонометрии монтажной системы двигателя в гондольной системе;
[0028] фиг. 3 - вид сбоку монтажной системы двигателя в другом переднем узле крепления;
[0029] фиг. 4А - вид сзади в аксонометрии заднего узла крепления;
[0030] фиг. 4В - вид сзади заднего узла крепления с фиг. 4А;
[0031] фиг. 4С - вид спереди заднего узла крепления с фиг. 4А;
[0032] фиг. 4D - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4А;
[0033] фиг. 4Е - вид сверху заднего узла крепления с фиг. 4А;
[0034] фиг. 5А - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4А в первом положении; и
[0035] фиг. 5В - вид сбоку заднего узла крепления с фиг. 4А во втором положении.
Подробное раскрытие изобретения
[0036] На фиг. 1А показан общий схематический вид в местном разрезе газового турбовентиляторного двигателя 10, подвешенного к пилону 12 двигателя в гондоле N двигателя, что является типичным для воздушного судна, рассчитанного на полеты с дозвуковой скоростью.
[0037] Турбовентиляторный двигатель 10 содержит внутренний контур двигателя, расположенный во внутренней гондоле С, где находится каскад 14 низкого давления и каскад 24 высокого давления. Каскад 14 низкого давления содержит компрессор 16 низкого давления и турбину 18 низкого давления. Каскад 14 низкого давления приводит в действие вентиляторную секцию 20, соединенную с каскадом 14 низкого давления непосредственно или при помощи редуктора 25.
[0038] Каскад 24 высокого давления содержит компрессор 26 высокого давления и турбину 26 высокого давления. Камера 30 сгорания установлена между компрессором 26 высокого давления и турбиной 26 высокого давления. Каскады 14, 24 низкого и высокого давления вращаются вокруг оси А вращения двигателя.
[0039] Двигатель 10 в одном неограничительном варианте осуществления представляет собой авиационный редукторный двигатель с высокой степенью двухконтурности. В одном раскрытом неограничительном варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 10 составляет больше чем приблизительно шесть (6), например больше чем приблизительно десять (10), редуктор 25 представляет собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности планетарную зубчатую передачу или иную зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,3, а турбина 18 низкого давления обеспечивает соотношение давлений, превышающее приблизительно 5. В одном раскрытом варианте осуществления степень двухконтурности двигателя 10 превышает десять (10:1), диаметр турбовентилятора значительно превышает диаметр компрессора 16 низкого давления, а турбина 18 низкого давления обеспечивает соотношение давлений, превышающее 5:1. Редуктор 25 может представлять собой эпициклическую зубчатую передачу, в частности планетарную зубчатую передачу или иную зубчатую передачу с передаточным отношением, превышающим приблизительно 2,5:1. Однако следует понимать, что вышеуказанные параметры приведены только в качестве примера для одного варианта осуществления редукторного двигателя и что настоящее изобретение может быть использовано для других типов газотурбинных двигателей, в том числе для безредукторных турбовентиляторных двигателей.
[0040] Воздушный поток входит в гондолу F вентилятора, которая, по меньшей мере частично, окружает внутреннюю гондолу С. Вентиляторная секция 20 направляет воздушный поток во внутренней гондоле С к компрессору 16 низкого давления. Воздушный поток внутреннего контура, сжатый компрессором 16 низкого давления и компрессором 26 высокого давления, смешивается с топливом в камере 30 сгорания, где он воспламеняется и сгорает. Образующиеся под высоким давлением газообразные продукты сгорания расширяются в турбине 26 высокого давления и турбине 18 низкого давления. Турбины 28, 18 соединяются с возможностью вращения с компрессорами 26, 16 соответственно, чтобы приводить в действие компрессоры 26, 16 в ответ на расширение газообразных продуктов сгорания. Кроме того, турбина 18 низкого давления приводит в действие вентиляторную секцию 20 при помощи редуктора 25. Отработанные газы Е внутреннего контура двигателя выходят из внутренней гондолы С через сопло 43 внутреннего контура, образованное между внутренней гондолой С и конусом 33 реактивного сопла.
[0041] Как показано на фиг. 1В, турбина 18 низкого давления содержит небольшое число ступеней, которое в показанном неограничительном варианте осуществления представляет собой три ступени 18А, 18В и 18С турбины. Редуктор 25 эффективно обеспечивает значительное уменьшение числа ступеней турбины 18 низкого давления. Указанные три ступени 18А, 18В и 18С турбины позволяют получать легкую и эффективно функционирующую конструкцию двигателя. При этом следует понимать, что небольшое число ступеней предусматривает, например, от трех до шести (3-6) ступеней. Соотношение давлений турбины 18 низкого давления представляет собой соотношение давления, измеренного перед входом в турбину 18 низкого давления, к давлению на выходе турбины 18 низкого давления перед реактивным соплом.
[0042] Реактивная тяга представляет собой функцию плотности, скорости и площади сечения. Один или более из этих параметров можно регулировать, чтобы изменять величину и направление тяги, создаваемой потоком В наружного контура. Вентиляторное сопло с изменяемой площадью сечения (VAFN, от англ. Variable Area Fan Nozzle,) обеспечивает эффективное изменение площади выходного сечения вентиляторного сопла для селективного регулирования соотношения давлений потока В наружного контура в ответ на управляющие команды контроллера С. Турбовентиляторные двигатели с низким соотношением давлений желательны с точки зрения обеспечения их высокого полетного КПД. Однако вентиляторы с низким соотношением давлений могут быть подвержены проблемам со стабильностью/флаттером вентилятора при низкой мощности и низких скоростях полета. VAFN позволяет двигателю переходить на более предпочтительную линию рабочих режимов вентилятора при низкой мощности, исключая область нестабильности и все-таки обеспечивая при этом относительно небольшую площадь сечения сопла, необходимую для получения экономичной линии рабочих режимов вентилятора во время крейсерского полета.
окружающей среды
0.5
[0043] Значительная величина тяги обеспечивается потоком В наружного контура вследствие высокой степени двухконтурности. Вентиляторная секция 20 двигателя 10 рассчитана на определенный режим полета - обычно крейсерский полет со скоростью приблизительно 0,8 Маха на высоте приблизительно 35000 футов. Этот режим полета при 0,8 Маха и 35000 футах с оптимальным потреблением топлива двигателем, также известный как крейсерский полет с минимальным удельным расходом топлива по тяге (TSFC, от англ. Thrust Specific Fuel Consumption), представляет собой промышленный стандартный параметр, определяемый как количество сжигаемого топлива, выраженное в фунтах массы, разделенное на величину тяги, выраженное в фунтах силы, развиваемой двигателем в этой минимальной точке. «Минимальная соотношение давлений в вентиляторе» представляет собой отношение давлений только на лопатке вентилятора без системы 36 выходных направляющих лопаток вентилятора (FEGV, от англ. Fan Exit Guide Vane). Минимальное соотношение давлений в вентиляторе согласно одному раскрываемому в данном описании неограничительному варианту осуществления составляет менее чем приблизительно 1,45. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» представляет собой фактическую окружную скорость лопатки вентилятора в фут/сек, разделенную на промышленную стандартную температурную поправку [(Т °R)/518,7)]. «Минимальная приведенная окружная скорость лопатки вентилятора» согласно одному неограничительному варианту осуществления, раскрытому в данном описании, составляет менее чем приблизительно 1150 фут/сек.
[0044] Поскольку лопатки вентилятора в вентиляторной секции 20 эффективно рассчитаны на определенный фиксированный угол установки для экономичного крейсерского режима, VAFN позволяет эффективно изменять площадь выходного сечения вентиляторного сопла, чтобы регулировать воздушный поток наружного контура таким образом, чтобы поддерживать угол атаки или набегания на лопатки вентилятора близким к расчетному углу атаки для эффективной работы двигателя в других режимах полета, в частности при посадке и взлете, и, таким образом, для обеспечения оптимальной работы двигателя при всех режимах полета с точки зрения функционирования и других эксплуатационных параметров, в частности уровня шума.
[0045] Неподвижная конструкция 44 двигателя обычно содержит определенные узлы, в том числе корпус, часто называемый каркасом двигателя. Неподвижная конструкция 44 двигателя обычно содержит корпус 46 вентилятора, промежуточный картер (ПК) 48, корпус 50 компрессора высокого давления, корпус 52А камеры сгорания, корпус 52В турбины высокого давления, опорный корпус 52С, корпус 54 турбины низкого давления и затурбинный корпус 56 (фиг. 1В). Альтернативно корпус 52А камеры сгорания, корпус 52В турбины высокого давления и опорный корпус 52С могут быть объединены в общий корпус. При этом следует понимать, что эта конфигурация приведена в качестве примера и может быть использовано любое число корпусов.
[0046] Вентиляторная секция 20 содержит ротор 32 вентилятора с множеством расположенных по окружности и проходящих радиально в наружном направлении вентиляторных лопаток 34. Вентиляторные лопатки 34 окружены корпусом 46 вентилятора. Конструкция корпуса внутреннего контура двигателя прикреплена к корпусу 46 вентилятора в ПК 48, который содержит множество расположенных по окружности и проходящих радиально опорных стоек 40, которые радиально соединяют конструкцию корпуса внутреннего контура двигателя и корпус 20 вентилятора.
[0047] Неподвижная конструкция 44 двигателя поддерживает также систему подшипников, на которых вращаются турбины 28, 18, компрессоры 26, 16 и ротор 32 вентилятора. Двойной подшипник (№1) 60 вентилятора, который поддерживает с возможностью вращения ротор 32 вентилятора, обычно расположен в осевом направлении внутри корпуса 46 вентилятора. Двойной подшипник (№1) 60 вентилятора установлен с предварительным натягом, чтобы воспринимать осевую нагрузку вентилятора в направлении вперед и назад (в случае помпажа двигателя). Подшипник (№2) 62 КНД, который с возможностью вращения поддерживает каскад 14 низкого давления, обычно расположен аксиально в промежуточном картере (ПК) 48. Подшипник (№2) 62 КНД воспринимает осевую нагрузку. Двойной подшипник (№3) 64 вентилятора, который поддерживает с возможностью вращения каскад 24 высокого давления, также воспринимает осевую нагрузку. Подшипник (№3) 64 вентилятора также обычно расположен аксиально в ПК 48 непосредственно перед корпусом 50 компрессора высокого давления. Подшипник (№4) 66, поддерживающий с возможностью вращения задний сегмент каскада 14 низкого давления, воспринимает только радиальные нагрузки. Подшипник (№4) 66 обычно расположен аксиально в корпусе 52С опоры, в его задней части. Подшипник (№5) 68 поддерживает с возможностью вращения задний сегмент каскада 14 низкого давления и воспринимает только радиальные нагрузки. Подшипник (№5) 68 обычно расположен аксиально в опорном корпусе 52С, непосредственно после подшипника (№4) 66. При этом следует понимать, что такая конфигурация представлена в качестве примера и может быть использовано любое число подшипников.
[0048] Подшипник (№4) 66 и подшипник (№5) 68 установлены в промежуточной силовой раме (ПСР) 70, позиционируя радиально проходящие конструктивные опорные стойки 72, которые имеют предварительное натяжение (фиг. 1С-1D). ПСР 70 обеспечивает заднюю конструктивную опору в опорном корпусе 52С для подшипника (№4) 66 и подшипника (№5) 68, которые поддерживают с возможностью вращения каскады 14, 24.
[0049] Двигатель со сдвоенным ротором, раскрытый, в частности, в показанном варианте осуществления, обычно содержит переднюю раму и заднюю раму, которые поддерживают подшипники главного ротора. Промежуточный картер (ПК) 48 также содержит радиально проходящие опорные стойки 40, которые обычно центрированы в радиальном направлении относительно подшипника (№2) 62 КНД (фиг. 1В). При этом следует понимать, что настоящее изобретение будет полезным для различных двигателей с различными конструкциями корпуса и рамы.
[0050] Турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10 крепится к конструкции воздушного судна, в частности к крылу воздушного судна, при помощи монтажной системы, присоединяемой к пилону 12. Монтажная система содержит передний узел 82 крепления и задний узел 84 крепления (фиг. 2А). Передний узел 82 крепления прикреплен к ПК 48, а задний узел 84 крепления прикреплен к ПСР 70 на опорном корпусе 52С. Передний узел 82 крепления и задний узел 84 крепления установлены в плоскости, содержащей ось А турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10. Это позволяет исключить применение толкающих штанг в промежуточном картере, что освобождает ценное пространство под внутренней гондолой и минимизирует деформацию ПК 48.
[0051] Как показано на фиг. 2А-2С, монтажная система воспринимает тяговое усилие двигателя в хвостовой части двигателя 10. Термин «воспринимает», используемый в настоящем документе, означает поглощение нагрузки и отвод нагрузки на другую часть газотурбинного двигателя 10.
[0052] Передний узел 82 крепления воспринимает вертикальные нагрузки и боковые нагрузки. Передний узел 82 крепления в одном неограничительном варианте осуществления содержит скобу, которая прикрепляется к ПК 48 в двух точках. Передний узел 82 крепления обычно представляет собой пластинчатый элемент, который ориентирован перпендикулярно плоскости, содержащей ось А двигателя. Зажимы ориентированы в переднем узле 82 крепления таким образом, чтобы они входили в зацепление с промежуточным картером (ПК) 48 обычно параллельно оси А двигателя. В этом показанном неограничительном варианте осуществления передний узел 82 крепления присоединен к ПК 40. В другом неограничительном варианте осуществления передний узел 82 крепления присоединен к части внутреннего контура двигателя, в частности к корпусу 50 компрессора высокого давления газотурбинного двигателя 10 (см. фиг. 3). Специалист в данной области техники, использующий данное изобретение, сможет выбрать подходящее место для установки переднего узла 82 крепления.
[0053] Как показано на фиг. 4А, задний узел 84 крепления обычно содержит первый А-образный элемент 88А, второй А-образный элемент 88В, платформу 90 заднего узла крепления, подвеску 92 и соединительное звено 94. Платформа 90 заднего узла крепления присоединяется непосредственно к конструкции воздушного судна, в частности к пилону 12. Первый А-образный элемент 88А и второй А-образный элемент 88В установлены между опорным корпусом 52С в корпусных втулках 96, которые взаимодействуют с ПСР 70 (фиг. 4В-4С), платформой 90 заднего узла крепления и подвеской 92. При этом следует понимать, что первый А-образный элемент 88А и второй А-образный элемент 88В могут быть альтернативно прикреплены к другим частям двигателя 10, в частности к корпусу турбины высокого давления или к другим корпусам. Следует также понимать, что с любым корпусом двигателя могут быть использованы другие конструкции рам.
[0054] Как показано на фиг. 4D, первый А-образный элемент 88А и второй А-образный элемент 88В представляют собой жесткие, обычно треугольные устройства, каждое из которых содержит первое соединительное плечо 89а, второе соединительное плечо 89b и третье соединительное плечо 89с. Первое соединительное плечо 89а расположено между корпусной втулкой 96 и платформой 90 заднего узла крепления. Второе соединительное плечо 89b расположено между корпусными втулками 96 и подвеской 92. Третье соединительное плечо 89с расположено между подвеской 92 и платформой 90 заднего узла крепления. Первый А-образный элемент 88А и второй А-образный элемент 88В воспринимают главным образом вертикальную весовую нагрузку двигателя 10 и передают тяговые усилия от двигателя к платформе 90 заднего узла крепления.
[0055] Первый А-образный элемент 88А и второй А-образный элемент 88В заднего узла 84 крепления заставляют результирующий вектор тяги на корпусе двигателя действовать вдоль оси А двигателя, что минимизирует потери в зазорах между кромками лопаток и корпусом вследствие нагрузки, создаваемой двигателем на задний узел 84 крепления. Это минимизирует требования к зазорам между кромками лопаток и, таким образом, улучшает работу двигателя.
[0056] Подвеска 92 содержит звено 98, которое служит опорой для центрального шарнира 100, первого скользящего шарнира 102А и второго скользящего шарнира 102В (фиг. 4Е). При этом следует понимать, что здесь могут быть дополнительно использованы различные втулки, амортизаторы и т.п. Центральный шарнир 100 присоединен непосредственно к конструкции воздушного судна, в частности к пилону 12. Первый скользящий шарнир 102А присоединен к первому А-образному элементу 88А, а второй скользящий шарнир 102В прикреплен к первому А-образному элементу 88А. Первый и второй скользящий шарнир 102А, 102В обеспечивают скользящее движение первого и второго А-образных элементов 88А, 88В (показано стрелкой S на фиг. 5А и 5В), чтобы подвеска 92 могла воспринимать только вертикальную нагрузку. Таким образом, подвеска 92 позволяет равномерно передавать все тяговые усилия двигателя на пилон 12 двигателя через платформу 90 заднего узла крепления благодаря скользящему движению и выравниванию тягового усилия в результате сдвоенной конструкции толкающей штанги. Звено 98 подвески действует в качестве уравнительного звена для вертикальной нагрузки благодаря первому скользящему шарниру 102А и второму скользящему шарниру 102В. Поскольку звено 98 подвески поворачивается вокруг центрального шарнира 100, тяговые усилия равномерно распределяются в осевом направлении. Подвеска 92 испытывает только вертикальные нагрузки и поэтому в меньшей степени подвержена разрушению, чем традиционные конструкции, испытывающие нагрузки от тягового усилия.
[0057] Соединительное звено 94 содержит шарнир 104А, прикрепленный к корпусу 52С опоры, и шарнир 104В, прикрепленный к платформе 90 заднего узла крепления (фиг. 4В-4С). Соединительное звено 94 воспринимает крутящий момент.
[0058] Задний узел 84 крепления передает нагрузки, создаваемые двигателем, непосредственно на опорный корпус 52С и ПСР 70. Тяговые усилия, вертикальные, боковые и крутящие нагрузки передаются непосредственно от ПСР 70, что уменьшает число конструктивных элементов по сравнению с существующими на практике конструкциями.
[0059] Монтажная система является компактной и ограничивается пространством внутренней гондолы в отличие от конструкций крепления к выходному патрубку турбины, которые занимают пространство за пределами внутренней гондолы, что может потребовать дополнительных или относительно более крупных аэродинамических обтекателей или приводить к увеличению аэродинамического сопротивления и потребления топлива. Монтажная система позволяет исключить применение в ПК необходимых ранее толкающих штанг, что освобождает ценное пространство во внутренней гондоле С рядом с ПК 48 и корпусом 50 компрессора высокого давления.
[0060] При этом следует понимать, что термины относительного позиционирования, в частности «передний», «задний» «верхний», «нижний» «над», «под» и т.п., относятся к нормальному рабочему положению воздушного судна и не должны рассматриваться как ограничения иного рода.
[0061] Приведенное выше описание относится к конкретному примеру осуществления и не содержит в себе каких-либо ограничений. В свете вышеуказанных положений в настоящее изобретение может быть внесено множество модификаций и изменений. Раскрыты некоторые варианты осуществления настоящего изобретения, однако для специалистов в данной области техники очевидна возможность внесения определенных видоизменений в пределах объема данного изобретения. Поэтому следует понимать, что в пределах объема прилагаемой формулы изобретения настоящее изобретение может быть реализовано иным путем, чем это конкретно описано. По этой причине следует изучить приведенную ниже формулу изобретения, чтобы определить действительный объем и содержание данного изобретения.