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

Область техники
Настоящее изобретение относится к стойкам крепления двигателя, предназначенным для установки между несущей плоскостью летательного аппарата и двигателем, а также к силовой установке, содержащей такую стойку крепления.
Изобретение может применяться на любом типе летательного аппарата, оборудованного, например, турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.
Такая стойка позволяет осуществлять подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или устанавливать 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 летательного аппарата создаваемые турбореактивным двигателем усилия, а 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 образованную набором из верхнего и нижнего лонжеронов и двух боковых панелей, соединенных между собой при помощи поперечных нервюр.
Кроме того, стойка оснащена монтажной системой, расположенной между турбореактивным двигателем и жесткой конструкцией, причем эта система содержит по меньшей мере два узла подвески двигателя, преимущественно один передний узел и один задний узел подвески.
Монтажная система содержит устройство восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем. Устройства восприятия тяговых усилий известны и выполнены, 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 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 задний аэродинамический обтекатель, обычно выступающий назад за пределы задней кромки крыла.
Кроме того, силовую установку, как правило, оборудуют системой тепловой защиты кессона, предпочтительно содержащей вентилируемый воздуховод, расположенный спереди этого кессона под нижним лонжероном. Однако этот воздуховод, через который проходит воздух с низким значением расхода, не обеспечивает достаточного охлаждения жесткой конструкции, которое в любом случае происходит только на уровне передней части жесткого кессона.
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.
Объектом настоящего изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая двигатель и стойку его крепления, при этом стойка содержит 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 систему тепловой защиты кессона, содержащую вентилируемый воздуховод, образующий теплоизоляционный барьер и образованный между кессоном и двигателем, то есть предпочтительно под нижним лонжероном и вдоль него в случае подвески двигателя под крылом летательного аппарата. Согласно изобретению, воздуховод простирается в заднюю сторону и выходит за пределы заднего узла подвески двигателя.
Таким образом, конструкция в соответствии с настоящим изобретением позволяет получить достаточное охлаждение кессона, так как воздуховодом защищена очень большая часть нижнего лонжерона, естественно, в случае подвески двигателя под крылом. Наличие этого воздуховода позволяет использовать композитный материал для изготовления кессона жесткой конструкции, массу которой можно, таким образом, значительно уменьшить по сравнению с известными металлическими жесткими конструкциями.
Задний конец вентилируемого воздуховода выходит наружу за пределами заднего узла подвески двигателя на уровне, где давление значительно ниже давления перед этим узлом подвески. Получаемая разность давления намного больше разности давления в известных технических решениях за счет сильного всасывания на выходе воздуховода, когда последний является вентилируемым, то есть через него проходит поток воздуха, что позволяет увеличить расход этого воздуха и, следовательно, повысить эффективность системы тепловой защиты кессона.
Кроме того, учитывая, что задний конец воздуховода находится позади заднего узла подвески двигателя, выход этого заднего конца воздуховода легко направить в реактивную струю двигателя и, таким образом, использовать выходящий из воздуховода воздух для создания дополнительной тяги.
Предпочтительно вентилируемый воздуховод содержит задний конец, выходящий на уровне наружной стенки заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления, причем этот задний аэродинамический обтекатель полностью находится позади заднего узла подвески двигателя.
Такая компоновка является исключительно интересной с точки зрения аэродинамики. Действительно, вышеуказанный обтекатель, называемый также «экраном» или «задним пилонным обтекателем» и обычно выступающий в заднем направлении за пределы задней кромки крыла, как правило, обдувается реактивной струей двигателя, что создает существенное лобовое сопротивление, отрицательно сказывающееся на характеристиках летательного аппарата. Расположение этого конца на уровне наружной стенки обтекателя обеспечивает погружение последнего в воздушный слой, защищающий его от реактивной струи двигателя. Таким образом, лобовое сопротивление, возникающее из-за обдувания нижнего заднего обтекателя реактивной струей, значительно уменьшается по сравнению с известными техническими решениями, что дает существенный выигрыш в характеристиках летательного аппарата.
Для одновременного увеличения тяги, создаваемой выходящим из вентилируемого воздуховода воздухом, повышения эффективности системы тепловой защиты и улучшения защиты заднего аэродинамического обтекателя от реактивной струи двигателя задний конец вентилируемого воздуховода расположен предпочтительно в зоне разрыва или отделения этого обтекателя, так что создается повышенное всасывание и, следовательно, большая разность давления.
В качестве альтернативы задний конец вентилируемого воздуховода может входить внутрь заднего аэродинамического обтекателя стойки крепления. В этом случае следует выполнить выходное воздушное отверстие в задней части этого обтекателя для удаления вентилируемого воздуха, причем в случае необходимости это отверстие можно соединить с управляемой подвижной конструкцией, которая в зависимости от своего положения позволяет изменять аэродинамическую форму указанного обтекателя. При таком выполнении, когда подвижная конструкция находится в отверстии, управление подвижной конструкцией позволяет уменьшать или увеличивать всасывание воздуха, выходящего из отверстия в этом обтекателе, в зависимости от того, находится ли этот обтекатель в конфигурации, образующей один или несколько уступов для создания донного эффекта с целью обеспечения большего всасывания воздуха, или в конфигурации, образующей по существу сплошную аэродинамическую форму без уступов, чтобы максимально снизить лобовое сопротивление.
Предпочтительно жесткая конструкция стойки крепления содержит также блок, неподвижно установленный на кессоне между этим кессоном и двигателем и предпочтительно под нижним лонжероном кессона, если двигатель предназначен для подвески под крылом летательного аппарата, причем этот конструктивный блок, называемый в этом случае нижним конструктивным блоком, содержит стыковочный узел для крепления 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 наличию нижнего конструктивного блока, который является неотъемлемой частью жесткой конструкции, подобной короткой соединительной детали или опорной плите. 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 к стойке. В результате, термические условия, в которых находится кессон, более благоприятны, чем в известных технических решениях, где стыковочный узел для крепления заднего узла подвески двигателя находится непосредственно на нижнем лонжероне. Это смягчение термических условий позволяет использовать для изготовления жесткого кессона материалы, менее чувствительные к высокой температуре, такие как вышеупомянутые композитные материалы. В этом случае получается значительный выигрыш в массе всей стойки крепления.
Кроме того, это позволяет отделить проектирование конструктивного блока, требования к которому в основном определяются необходимостью обеспечения передачи усилий от заднего узла подвески двигателя, от проектирования кессона, размеры которого в основном определяются стыковочным узлом крыла, к которому крепится этот кессон. Благодаря такой особенности ширина конструктивного блока может быть меньше ширины кессона, что дает существенный выигрыш в аэродинамических характеристиках летательного аппарата, учитывая, что в зоне прохождения вторичного потока 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.
Очевидно, что геометрия кессона больше не зависит от необходимости его приближения к корпусу двигателя, так как эта функция может быть полностью обеспечена нижним конструктивным блоком, неподвижно соединенным с этим кессоном, следовательно, геометрию этого кессона можно значительно упростить, так же как и процесс его изготовления, в частности, выполняя нижнюю сторону кессона плоской по всей длине. В результате, уменьшается и идеально оптимизируется его масса, поскольку нижняя часть кессона больше не содержит уступа большой ширины, предназначенного исключительно для приближения к корпусу двигателя.
Кроме того, блок, выступающий из кессона вниз и расположенный только на небольшой продольной длине жесткой конструкции, позволяет легко предусмотреть 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 касается также системы тепловой защиты кессона, вентилируемый воздуховод которой может проходить через конструктивный блок, причем это решение позволяет относительно просто расположить задний конец вентилируемого воздуховода позади заднего узла подвески двигателя, установленного на этом же блоке.
Предпочтительно вентилируемый воздуховод расположен под нижним лонжероном кессона на расстоянии от него, и он ограничивает вместе с последним вторичный вентилируемый воздуховод. При такой конструкции вторичный вентилируемый воздуховод образует зону, называемую «смежной с горячей зоной», тогда как кессон оказывается в зоне, называемой «холодной зоной», в которой термические напряжения являются, разумеется, менее сильными. Эта особенность позволяет прокладывать различные элементы через кессон жесткой конструкции, не входя в противоречие с нормами безопасности. Кроме того, конструирование кессона больше не определяется какими-либо требованиями соблюдения термических условий, как это было в известных технических решениях. Следует отметить, что в случае, когда двигатель находится над крылом, вентилируемый воздуховод и вторичный вентилируемый воздуховод расположены, разумеется, над верхним лонжероном кессона.
Предпочтительно вторичный вентилируемый воздуховод ограничен также в боковом направлении капотами гондолы двигателя.
Наконец, для большей эффективности тепловой защиты кессона он может быть снабжен теплозащитным покрытием, выполненным в воздуховоде и образующим теплоизоляционный барьер, называемый «огневым барьером», например, на нижней наружной поверхности этого воздуховода, то есть напротив двигателя.
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 изображена силовая установка летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, при этом для упрощения чертежа система тепловой защиты кессона не показана, вид сбоку;
на фиг.2 показан в перспективе в увеличенном масштабе нижний конструктивный блок, принадлежащий жесткой конструкции стойки крепления силовой установки, изображенной на фиг.1;
на фиг.3 представлен вид, аналогичный фиг.1, показывающий систему тепловой защиты кессона;
на фиг.4 представлена альтернативная версия выполнения силовой установки летательного аппарата согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, показанному на фиг. 1-3, вид сбоку;
на фиг.5 - разрез по линии V-V на фиг. 4;
на фиг.6а и 6b представлен вид сверху на 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 из обтекателя;
на фиг.7 - вид, аналогичный виду на фиг.6а и 6b, при этом управляемая подвижная конструкция выполнена согласно альтернативному варианту выполнения.
Осуществление изобретения
На фиг.1 показана силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом 3 летательного аппарата, при этом установка 1 оборудована стойкой крепления 4 в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения.
Силовая установка 1 содержит двигатель, такой как турбореактивный двигатель 2, и стойку 4 крепления. Стойка 4 оборудована, в частности, жесткой конструкцией 10 и монтажной системой 11, состоящей из нескольких узлов 6, 8 подвески двигателя и устройства 9 восприятия тяговых усилий, создаваемых турбореактивным двигателем 2. Монтажная система 11 расположена между двигателем и жесткой конструкцией 10. Следует отметить, что силовая установка 1 должна быть охвачена гондолой (на этой фигуре не показана) и что 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 этого турбореактивного двигателя 2. Позицией Y обозначено направление, поперечное относительно стойки 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 разделение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных специалистам технических решений, поэтому их подробное описание опущено, за исключением заднего аэродинамического обтекателя, который представляет собой одну из особенностей, относящихся к настоящему изобретению.
В передней части турбореактивный двигатель 2 содержит корпус 12 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой воздуховод 14 вентилятора, а в сторону выхода содержит центральный корпус 16 меньшего размера, охватывающий рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Наконец, центральный корпус 16 продолжен в сторону выхода корпусом 17 выходного устройства, размер которого больше размера центрального корпуса 16. Корпуса 12, 16 и 17 неподвижно соединены между собой.
Как показано на фиг. 1, множество узлов подвески двигателя содержит передний узел 6 подвески и задний узел 8 подвески, состоящий из двух задних полуузлов подвески, что известно из уровня техники. Устройство 9 восприятия усилий выполнено, например, в виде двух боковых тяг (на фигуре показана только одна тяга, поскольку представлен вид сбоку), соединенных с одной стороны с задней частью корпуса 12 вентилятора, а с другой стороны - с траверсой 20, установленной на жесткой конструкции 10.
Передний узел 6 подвески двигателя, неподвижно соединенный с металлическим крепежным элементом 15 жесткой конструкции 10 и с корпусом 12 вентилятора, выполнен классически с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий 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 между корпусом 17 выходного устройства и жесткой конструкцией 10 стойки. Как было указано выше, предпочтительно он выполнен с возможностью восприятия создаваемых турбореактивным двигателем 2 усилий 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 восприятие усилий, действующих в направлениях Y и Z, осуществляется совместно передним 6 и задним 8 узлами подвески.
Восприятие момента, действующего вокруг направления X, осуществляется вертикально при помощи узла 8 подвески, восприятие момента, действующего вокруг направления Y, осуществляется вертикально при помощи заднего узла 8 подвески совместно с передним узлом 6 подвески, а восприятие усилий, действующих вокруг направления Z, осуществляется поперечно при помощи заднего узла 8 подвески совместно с передним узлом 6 подвески.
Как показано на фиг. 1, конструкция 10 содержит кессон 24, проходящий от одного конца этой конструкции 10 к другому ее концу в направлении Х и образующий торсионный кессон, называемым главным кессоном конструкции. Классически он состоит из верхнего 26 и нижнего 28 лонжеронов, 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. Каждый из элементов 26, 28 и 30 может быть выполнен, например, как в виде единой детали, так и образован путем сборки состыкованных 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 является по существу параллельной плоскости XY или имеет небольшой наклон относительно последней.
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.
Необходимо отметить, что в не описанном, но охватываемом настоящим изобретением случае, когда двигатель 2 устанавливают над крылом 3, конструктивный блок неподвижно соединяют с верхним лонжероном 26 кессона.
Блок 34 содержит стыковочный узел 36 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 стыковочный узел 36 предназначен для взаимодействия с крепежным корпусом заднего узла 8 подвески двигателя.
Выполнение блока 34 шириной, в направлении Y меньшей ширины кессона 24, позволяет сместить узел 8 подвески вниз по отношению к кессону 24, то есть увеличить расстояние между двигателем 2 и кессоном.
В результате, термические воздействия на кессон 24 относительно слабы, поэтому его можно выполнить из композитного материала или из любого другого материала, чувствительного к воздействию тепла, следовательно, может быть получен выигрыш в общей массе стойки 4. С другой стороны, блок 34 более подвержен термическим воздействиям по причине его близости к двигателю 2, и его следует выполнять из металла, предпочтительно из 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 содержит полку 42, направленную вдоль той же плоскости, что и лонжерон. Это позволяет обеспечить контакт полок с лонжероном и закрепить блок 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 28, 34.
Блок 34 содержит также одну или несколько поперечных нервюр 46, расположенных между двумя боковинами 40 и предпочтительно направленных вдоль плоскостей YZ.
Стыковочный узел 36 образован нижним участком 50 двух боковин 40, возможно, в комбинации с одной из нервюр 46 и предпочтительно имеет вид рамы. Стыковочный узел 36, образованный двумя нижними участками 50 боковин 40 и нижней частью соответствующей нервюры 46, в целом образует горизонтальную полосу, расположенную вдоль направления Y, на которой закрепляют крепежный корпус 38 заднего узла 8 подвески, предпочтительно, при помощи болтов.
Крепежный корпус 38, сам по себе известный специалистам, имеет конструкцию, по существу идентичную конструкциям, в которых этот корпус устанавливают непосредственно на нижний лонжерон 28 кессона. Этот корпус содержит две вилки 52, с которыми шарнирно соединены серьги (не показаны), в свою очередь шарнирно установленные на металлических крепежных элементах, неподвижно соединенных с двигателем.
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 дополнительно содержит систему 58 тепловой защиты кессона 24, наличие которой позволяет использовать композитный материал для изготовления кессона.
Эта система 58 содержит предпочтительно продуваемый воздуховод 60, образованный под нижним лонжероном 28, предпочтительно параллельно этому лонжерону. Воздуховод 60, называемый также завесой, предпочтительно имеет поперечное сечение по существу в виде прямоугольника, длинная сторона которого проходит вдоль направления Y и предпочтительно превышает ширину кессона 24.
Передний конец воздуховода 60 оборудован воздухозаборником 62, находящимся в зоне сопряжения части корпуса вентилятора двигателя и части устройства реверса тяги. Это сопряжение схематично показано пунктирной линией 64. Как показано на фиг.3, воздухозаборник 62 предпочтительно расположен под кессоном 24 перед сопряжением 64 и на выходе кольцевого воздуховода вентилятора (не показан), чтобы в него поступал холодный воздух, выходящий из этого вентилятора.
Одной из особенностей настоящего изобретения является расположение воздуховода 60 в заднем направлении, выходящего за пределы заднего узла 8 подвески двигателя, что позволяет, в частности, повысить эффективность системы 58 тепловой защиты.
Для этого, как показано на фиг.3, воздуховод 60 проходит в продольном направлении через конструктивный блок 34, что выполняется относительно просто в силу небольшой длины блока 34 в направлении X.
На фиг. 3 показан один из аэродинамических обтекателей, которым оборудована стойка 4 и который известен под названиями заднего аэродинамического обтекателя, или нижнего заднего аэродинамического обтекателя, или «экрана», или «заднего пилонного обтекателя». Этот обтекатель 66 расположен под кессоном 24 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. Нижняя передняя часть обтекателя по существу касательна к верхней части сопла 70 двигателя 2.
В предпочтительном варианте воздуховод 60 выходит за пределы блока 34 и заходит внутрь обтекателя 66, при этом выходной конец этого воздуховода находится, например, вблизи заднего участка обтекателя 66.
На фиг.4 показана альтернативная версия предпочтительного варианта осуществления изобретения, показанного на фиг.1-3. Из этой фигуры следует, что воздуховод 60 не заходит внутрь обтекателя 66, а содержит колено за блоком 34, позволяющее ему пройти вдоль опорного металлического крепежного элемента 68 вниз. Другое колено выполнено так, чтобы концевой участок воздуховода 60 мог пройти между нижней передней частью обтекателя 66 и верхней частью сопла 70. Таким образом, выход 71 воздуховода 60 расположен на уровне наружной стенки обтекателя 66, предпочтительно на боковой или нижней части этого обтекателя и позади выходного участка 72 сопла 70. Кроме того, выход воздуховода 60 или его задний конец 71 предпочтительно расположен на уровне разрыва или уступа на наружной стенке обтекателя 66, что из-за создаваемого донного эффекта обеспечивает более сильное всасывание воздуха, выходящего из воздуховода 60. В результате становится возможным получение значительной разности давления, а также повышение эффективности системы 58 тепловой защиты.
Кроме того, расположение выхода 71 на уровне наружной стенки обтекателя 66 позволяет закрывать последний воздушным слоем, защищая его от реактивной струи двигателя, что уменьшает лобовое сопротивление, возникающее при обдувании горячим воздухом этого обтекателя 66.
В каждом из двух случаев, представленных на фиг.3 и 4, предусмотрено, чтобы воздуховод 60 находился снизу лонжерона 28 и на расстоянии от него, образуя вторичный сквозной канал 74, участвующий в охлаждении кессона 24, с которым он находится в непосредственном контакте. Предпочтительно питание этого канала 74 холодным воздухом происходит за счет забора воздуха снаружи двигателя 2.
Как показано на фиг.5, на нижних боковинах 78 двух капотов устройства реверса тяги 76 гондолы двигателя установлены ориентированные в продольном направлении уплотнительные прокладки 80, опирающиеся на обе стороны воздуховода 60 и расположенные в плоскостях XZ. Таким образом, канал 74 является по существу закрытым и герметичным по всему своему периметру, в частности, учитывая шарнирное крепление капотов 76 на боковых панелях 30 кессона 24.
Таким образом, вторичный сквозной канал 74 образует зону, называемую «смежной с горячей зоной», при этом кессон 24 находится в зоне, называемой «холодной зоной», в которой требования по безопасности являются менее строгими. «Горячая зона» находится под воздуховодом 60, который может содержать теплозащитное покрытие 82, например, типа MINK (производимое компанией Gehier), соответствующее смеси стеклянных и силиконовых волокон. Как показано на фиг.5, это покрытие 82 предпочтительно расположено под воздуховодом 60, то есть между нижней частью этого воздуховода и двигателем 2.
Поскольку воздух, выходящий из воздуховода 60, используется для создания тяги, описанный выше случай, в котором этот воздуховод выходит внутрь обтекателя 66, требует наличия выходного воздушного отверстия в этом обтекателе. На фиг.6а и 6b показан первый вариант выполнения заднего участка аэродинамического обтекателя 66, который в этом случае содержит 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. Конструкция 88 предпочтительно имеет оживальную или аналогичную форму, которая в заднем положении, называемом развернутым аэродинамическим положением, выступает из отверстия 86 таким образом, что по существу является аэродинамическом продолжением боковых обшивок 90а, 90b обтекателя 66, как показано на фиг. 6а. Эта конструкция 88, выполненная с возможностью управляемого поступательного перемещения в направлении 92, предпочтительно по существу параллельном направлению X, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96, позволяет получить обтекатель 66 по существу сплошной аэродинамической формы без уступа, не оказывающий существенного лобового сопротивления. Такое аэродинамическое положение предпочтительно применяется, например, при полете летательного аппарата на высоких скоростях, когда не должно быть высокого лобового сопротивления, а внутри воздуховода 60 создаются достаточно сильный поток газа, обеспечивающий приемлемое охлаждение кессона 24.
На фиг.6b показана подвижная конструкция 88 в переднем положении, называемом втянутым всасывающим положением, в котором эта конструкция 88 почти полностью зашла внутрь по отношению к отверстию 86, имеющему в этом случае сечение большей площади. При этом 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 усилению всасывания воздуха, выходящего из отверстия 86, повышая эффективность защитной системы 58.
Всасывающее положение предпочтительно применяется во время полета летательного аппарата на низких скоростях, когда лобовое сопротивление от уступов 98а, 98b не является существенным, а создаваемое ими всасывание позволяет увеличить разность давления, которая без этих уступов была бы незначительной из-за низкой скорости летательного аппарата.
На фиг.7 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 на уровне своего заднего конца с осью 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. Такая конструкция 88, выполненная с возможностью управляемого поворота вокруг оси 102, например, при помощи соединенных с ней приводных средств 96, позволяет получить обтекатель 66 по существу сплошной аэродинамической формы без уступа, который не оказывает значительного лобового сопротивления.
В сдвинутом положении, называемом втянутым всасывающим положением, показанном пунктирной линией на фиг.7, эти два передних конца панелей 100а, 100b, приближенные друг к другу за счет поворота, теперь, соответственно, оказываются значительно удаленными от задних концов обшивок 90а, 90b, то есть отверстие 86 имеет сечение большей площади, и аэродинамическое продолжение этих боковых обшивок 90а и 90b больше не обеспечивается. Наоборот, между задним концом каждой из этих двух обшивок 90а, 90b и их 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.
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 и даже в задней части фюзеляжа летательного аппарата.