НАПРАВЛЯЮЩАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ ГОНДОЛЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
CONTROL SYSTEM FOR AIRCRAFT NACELLE SERVICING

Настоящее изобретение относится, в частности, к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата.
Самолет приводится в движение посредством нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых размещен в гондоле, в которой также находится ряд сопряженных исполнительных устройств, обеспечивающих работу двигателя и выполняющих различные функции во время работы двигателя или при его отключении. К таким сопряженным исполнительным устройствам относится, в частности, механическая система привода реверсора тяги.
Гондола, как правило, имеет трубчатую конструкцию, содержащую воздухозаборник, расположенный выше по потоку от турбореактивного двигателя, среднюю секцию, расположенную вокруг вентилятора турбореактивного двигателя, и нижнюю по потоку секцию, в которой размещены средства реверсора тяги и которая окружает камеру сгорания турбореактивного двигателя. В конце трубчатой конструкции, как правило, находится реактивное сопло, выпускное отверстие которого расположено ниже по потоку от турбореактивного двигателя.
В данном случае сочетание «ниже по потоку» определяет направление, соответствующее направлению, в котором поток холодного воздуха поступает в турбореактивный двигатель. Сочетание «выше по потоку» определяет противоположное направление.
Современная гондола предназначена для размещения в ней двухконтурного турбореактивного двигателя, способного посредством лопаток вращающегося вентилятора генерировать поток горячего воздуха (первичный поток), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя, и поток холодного воздуха (вторичный поток), циркулирующий снаружи турбореактивного двигателя по кольцевому каналу, известному также как туннель.
Турбореактивный двигатель обычно имеет верхнюю по потоку часть, содержащую лопатки вентилятора, а также нижнюю по потоку часть, в которой размещен турбокомпрессор.
Гондола такого двигателя, как правило, имеет наружную неподвижную конструкцию (ННК) и концентрическую внутреннюю конструкцию, называемую внутренней неподвижной конструкцией (ВНК), которая окружает участок двигателя, расположенный ниже по потоку от вентилятора. Внутренняя и наружная конструкции образуют канал, предназначенный для направления движения потока холодного воздуха вокруг внешней поверхности двигателя. Первичный и вторичный потоки выходят из двигателя через хвостовую часть гондолы.
Таким образом, каждая двигательная установка летательного аппарата образована гондолой и двигателем, которые крепятся к неподвижной конструкции летательного аппарата, например, под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или подвесной стойки, присоединенной к двигателю или гондоле.
Известно, что в настоящее время техническое обслуживание турбореактивного двигателя осуществляют за счет использования люков, выполненных в ВНК, которые позволяют обслуживать лишь отдельные части двигателя. Причем люки обеспечивают доступ только к ограниченным в пространстве участкам, труднодоступным для крупногабаритных инструментов технического обслуживания.
В соответствии с одним из возможных вариантов, ВНК содержит две боковые секции: верхнюю по потоку и нижнюю по потоку, причем нижняя по потоку боковая секция установлена с возможностью поступательного движения относительно турбореактивного двигателя. Данная компоновка обеспечивает доступ только к тем деталям двигателя, которые расположены в его нижнем по потоку конце.
В соответствии с другим вариантом, ВНК содержит систему направляющих, посредством которых ВНК поступательно перемещается вдоль оси двигателя. Когда ВНК находится в открытом состоянии, она упирается в ННК. В данном случае расстояние, на которое отводится ВНК, ограничено, вследствие чего возможен лишь частичный доступ к деталям двигателя, расположенным в его верхнем по потоку конце.
Чтобы обеспечить возможность осмотра двигателя целиком, как правило, предлагают такие технические решения, в которых гондола 1 окружает турбореактивный двигатель 5 посредством нижней по потоку конструкции, содержащей наружную неподвижную конструкцию 6 (ННК) и внутреннюю неподвижную конструкцию 9 (ВНК), как показано на фиг.1 и фиг.2. При этом гондола 1 закреплена на подвесной стойке 10. Внутренняя конструкция 9 гондолы обычно образована двумя элементами 9a и 9b, выполненными, по существу, в форме полуцилиндров и расположенными по обе стороны от продольной вертикальной плоскости 11 симметрии гондолы 1. Элементы 9a и 9b установлены с возможностью движения и срабатывания между рабочим положением и положением технического обслуживания с целью обеспечения доступа к двигателю для проведения работ по техническому обслуживанию.
Для этого элементы 9a и 9b установлены с возможностью поворота вокруг продольной оси, образуя при этом шарнирное соединение в верхней части 13 (положение «на 12 часов») реверсора тяги. Элементы 9a и 9b удерживаются в закрытом положении посредством задвижек, установленных вдоль линии 15 стыка, расположенной в нижней части (положение «на 6 часов»).
Для того чтобы получить доступ к двигателю, прежде всего необходимо переместить наружную конструкцию 6 с тем, чтобы обеспечить возможность открытия элементов 9a и 9b. Наружная 6 и внутренняя 9 конструкции соединены и удерживаются в открытом положении системой силовых цилиндров и стержней (не показана).
При этом данное техническое решение связано с необходимостью поворота элементов в нижнем по потоку конце гондолы, а для этого следует предусмотреть различные дополнительные приспособления, а также конструкцию, обеспечивающую возможность указанного движения. В результате, конструкция получается сложной и имеет значительный вес вследствие того, что нагрузки передаются через отдельные узлы, а именно через шарнирные соединения и болты.
Одна из задач настоящего изобретения заключается в том, чтобы предложить гондолу турбореактивного двигателя летательного аппарата, обеспечивающую возможность доступа к двигателю целиком и облегчающую проведение работ по техническому обслуживанию.
Для этого, согласно первому аспекту настоящего изобретения, предложена гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата, нижняя по потоку секция которой содержит:
наружную конструкцию;
концентрическую внутреннюю конструкцию, расположенную вокруг нижней по потоку части турбореактивного двигателя и содержащую верхний по потоку отсек относительно небольшого диаметра и нижний по потоку отсек относительно большого диаметра, причем указанная внутренняя конструкция совместно с наружной конструкцией образует кольцевой канал воздушного потока; а также
направляющую систему, предназначенную для соединения внутренней конструкции с нижней по потоку частью турбореактивного двигателя или с частью подвесной стойки;
причем гондола отличается тем, что направляющая система содержит средства, предназначенные для совмещения поступательного движения и поворота по меньшей мере одной части указанной внутренней конструкции между рабочим положением, при котором внутренняя конструкция выполняет функцию кожуха нижней по потоку части турбореактивного двигателя, и положением технического обслуживания, при котором внутренняя конструкция раскрывает нижнюю по потоку часть турбореактивного двигателя, и за счет данного совмещения обеспечивающие возможность перемещения указанной части внутренней конструкции вдоль профиля верхнего по потоку отсека относительно небольшого диаметра и далее вдоль профиля нижнего по потоку отсека относительно большого диаметра.
Сочетания «нижний по потоку отсек относительно большого диаметра» и «верхний по потоку отсек относительного небольшого диаметра» определяют два отсека, один из которых в диаметре меньше другого.
Предлагаемая гондола содержит направляющие средства, обеспечивающие возможность перемещения внутренней конструкции вдоль профиля верхнего по потоку отсека относительно небольшого диаметра и далее вдоль профиля нижнего по потоку отсека относительно большого диаметра, причем наружная конструкция остается неподвижной. Иными словами, отвод внутренней конструкции в направлении ниже по потоку происходит за счет того, что сначала ее отодвигают от двигателя, а затем поступательно перемещают вдоль профиля нижней по потоку части двигателя. Во время указанного движения внутренняя конструкция остается внутри канала, образуемого наружной неподвижной конструкцией и внутренней конструкцией в рабочем положении. Кроме того, в предлагаемой гондоле предпочтительно обеспечено то, что при движении внутренняя конструкция не сталкивается и не повреждает элементы нижней по потоку секции наружной конструкции гондолы.
В результате отвода внутренней конструкции в направлении ниже по потоку, нижняя по потоку часть турбореактивного двигателя, и соответственно, сам турбореактивный двигатель оказываются, по существу, раскрытыми. Получить непосредственный доступ к двигателю снаружи гондолы можно, например, путем открытия створки или решетки реверсора тяги. Вследствие этого, настоящее изобретение обеспечивает удобный доступ для персонала и инструментов к существенно большей части двигателя, чем это было возможно в технических решениях, известных из уровня техники.
В соответствии с настоящим изобретением, в нижней по потоку секции предлагаемой гондолы наружная конструкция не имеет жесткого соединения с внутренней конструкцией посредством различных опорных балок или шарнирных соединений, обеспечивающих возможность открытия наружной и внутренней конструкций, как в известных из уровня техники гондолах. Вследствие чего, существует возможность в нижней части гондолы в положении «на 6 часов» уменьшить в значительной степени длину поверхности, которая обеспечивает соединение наружной и внутренней конструкций и называется нижним раздвоением. Верхнее раздвоение в положении «на 12 часов» позволяет охватить кожухом подвесную стойку. Более того, можно исключить из гондолы различные технические средства, необходимые для осуществления поворота и крепления боковых элементов 9a и 9b. Таким образом, предлагаемая гондола отличается оптимизированной массой и улучшенной гибкостью, она проще в техническом обслуживании и меньше в размерах. Например, предлагаемая гондола обеспечивает возможность снижения веса каждого реверсора тяги на 5%. Более того, снижены потери на трение в воздушном потоке за счет уменьшения контактирующей с воздухом смоченной поверхности вследствие уменьшения длины нижнего участка раздела. Например, в результате указанного уменьшения двигатель расходует топливо приблизительно на 0,1% меньше.
Более того, при проведении работ по техническому обслуживанию отсутствует необходимость в перемещении части наружной конструкции или других элементов предлагаемой гондолы с целью открытия внутренней конструкции. Вследствие чего, сокращается количество действий, которые необходимо совершить для того, чтобы получить доступ к двигателю.
В соответствии с остальными признаками изобретения предлагаемая конструкция содержит одну или несколько приведенных ниже дополнительных характеристик, которые можно рассматривать отдельно или во всевозможных сочетаниях:
внутренняя конструкция выполнена в виде по меньшей мере двух элементов, что упрощает открытие внутренней конструкции и обеспечивает доступ к отдельным частям двигателя, при этом нет необходимости полностью открывать внутреннюю конструкцию;
данные элементы расположены по обе стороны от продольной плоскости симметрии гондолы, что обеспечивает доступ к частям двигателя, расположенным с обеих его сторон;
направляющая система содержит по меньшей мере один верхний по потоку стержень и по меньшей мере один нижний по потоку стержень, которые имеют различную длину и предназначены для соединения внутренней конструкции с нижней по потоку частью турбореактивного двигателя или с частью подвесной стойки таким образом, что соответствующие оси данных стержней лежат в плоскостях, параллельных оси двигателя, причем указанные оси стержней не параллельны друг другу, в результате возможно совмещение поступательного движения и поворота, причем траектория полученного движения проходит очень близко к профилю турбореактивного двигателя;
направляющая система содержит по меньшей мере один стержень, предназначенный для соединения внутренней конструкции с нижней по потоку частью турбореактивного двигателя или с частью подвесной стойки, а также по меньшей мере одно устройство скольжения, выполненное с возможностью скользящего движения в соответствующей направляющей, устанавливаемой на турбореактивном двигателе, что обеспечивает возможность перемещения внутренней конструкции как можно ближе к профилю турбореактивного двигателя;
шарнир соединяет направляющую с внутренней конструкцией;
ось каждой направляющей лежит в плоскости, параллельной оси турбореактивного двигателя, что позволяет значительно дальше отводить внутреннюю конструкцию в направлении ниже по потоку;
направляющая система содержит по меньшей мере одно нижнее по потоку устройство скольжения и по меньшей мере одно верхнее по потоку устройство скольжения, соединенные с внутренней конструкцией, причем каждое из них выполнено с возможностью скользящего движения в соответствующей направляющей, устанавливаемой на турбореактивном двигателе или на части подвесной стойки, а также по меньшей мере два шарнира, соединяющих каждую направляющую с внутренней конструкцией, что позволяет еще дальше отводить внутреннюю конструкцию;
внутренняя конструкция содержит по меньшей мере одно устройство для запирания ее в рабочем положении, что обеспечивает надежное запирание гондолы во время полета летательного аппарата;
указанное запирающее устройство приводится в действие посредством нижнего по потоку гибкого силового кабеля из некоторой точки, расположенной выше по потоку от внутренней конструкции, что облегчает приведение в действие запирающего устройства.
В соответствии со вторым аспектом, настоящее изобретение относится к двухконтурному турбореактивному двигателю, предназначенному для размещения в предлагаемой гондоле, в нижней по потоку части которого имеется верхний по потоку отсек относительно небольшого диаметра и нижний по потоку отсек относительно большого диаметра, причем турбореактивный двигатель отличается тем, что он содержит установочные средства, закрепленные в его нижней по потоку части и предназначенные для взаимодействия с направляющей системой внутренней конструкции гондолы таким образом, чтобы обеспечить возможность перемещения внутренней конструкции вдоль профиля верхнего по потоку отсека относительно небольшого диаметра и далее вдоль профиля нижнего по потоку отсека относительно большого диаметра за счет совмещения поступательного движения и поворота между рабочим положением, при котором внутренняя конструкция выполняет функцию кожуха нижней по потоку части турбореактивного двигателя, и положением технического обслуживания, при котором внутренняя конструкция раскрывает нижнюю по потоку часть турбореактивного двигателя.
Согласно одному предпочтительному варианту изобретения, установочные средства содержат рельсы или направляющие, выполненные с возможностью взаимодействия с направляющей системой внутренней конструкции гондолы. Такие направляющие средства упрощают открытие гондолы с целью проведения работ по техническому обслуживанию двигателя.
Согласно другому аспекту, настоящее изобретение относится к подвесной стойке, предназначенной для крепления турбореактивного двигателя к крылу летательного аппарата, причем турбореактивный двигатель по существу окружен предлагаемой гондолой, а подвесная стойка отличается тем, что она содержит установочные средства, предназначенные для взаимодействия с направляющей системой внутренней конструкции гондолы таким образом, чтобы обеспечить возможность совмещения поступательного движения и поворота по меньшей мере части указанной внутренней конструкции между рабочим положением, при котором внутренняя конструкция выполняет функцию кожуха нижней по потоку части турбореактивного двигателя, и положением технического обслуживания, при котором внутренняя конструкция раскрывает нижнюю по потоку часть турбореактивного двигателя, и в результате обеспечить возможность перемещения указанной части внутренней конструкции вдоль профиля верхнего по потоку отсека относительно небольшого диаметра и далее вдоль профиля нижнего по потоку отсека относительно большого диаметра.
В соответствии с одним предпочтительным вариантом изобретения, установочные средства содержат рельсы или направляющие, выполненные с возможностью взаимодействия с направляющей системой внутренней конструкции гондолы.
Согласно еще одному аспекту, настоящее изобретение относится к двигательной установке летательного аппарата, которая отличается тем, что она содержит, во-первых, предлагаемый турбореактивный двигатель или предлагаемую подвесную стойку, и, во-вторых, соответствующую гондолу согласно настоящему изобретению.
Настоящее изобретение станет более очевидным при прочтении нижеследующего неограниченного описания, приведенного со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг.1 показан поперечный разрез гондолы, известной из уровня техники, в рабочем положении.
На фиг.2 показан поперечный разрез гондолы с фиг.1 в положении технического обслуживания.
На фиг.3 показан продольный разрез предлагаемой гондолы с внутренней конструкцией в рабочем положении.
На фиг.4 показан продольный разрез гондолы с фиг.1 в положении технического обслуживания.
На фиг.5 показан вид сбоку на предлагаемую гондолу в положении технического обслуживания.
На фиг.6 показан вид сбоку на модифицированный вариант гондолы с фиг.5.
На фиг.7-10 в аксонометрии показан предпочтительный вариант предлагаемой гондолы.
На фиг.11-14 в аксонометрии показан второй предпочтительный вариант предлагаемой гондолы.
На фиг.15-18 в аксонометрии показан третий предпочтительный вариант предлагаемой гондолы.
На фиг.19 показан вид сбоку на еще один вариант предлагаемой гондолы.
Как показано на фиг.3, предлагаемая гондола 100 имеет расположенный выше по потоку воздухозаборник 102, среднюю секцию 103, расположенную вокруг вентилятора 104 турбореактивного двигателя 105, а также нижнюю по потоку секцию, содержащую, как известно, наружную неподвижную конструкцию 106, называемую ННК, в которой размещены средства 107 реверсора тяги. Предлагаемая гондола 100 в нижней по потоку части соединена с помощью соответствующих средств, в частности стержней, с турбореактивным двигателем 105 и/или подвесной стойкой (не показана), предназначенной для крепления турбореактивного двигателя 105 под крылом самолета.
Средства 107 реверсора тяги, например, представляют собой одну или несколько створок, либо одну или несколько решеток.
Наружная конструкция 107 совместно с концентрической внутренней конструкцией 109, называемой также внутренней неподвижной конструкцией или ВНК и расположенной вокруг нижней по потоку части 111 двигателя, которая находится ниже по потоку от вентилятора, образует кольцевой канал 108 воздушного потока.
Внутренняя конструкция 109 имеет верхний по потоку отсек 113 относительно небольшого диаметра. Верхний по потоку отсек 113 расширяется и переходит в нижний по потоку отсек 114 относительно большого диаметра. Таким образом, внутренняя конструкция, по существу, повторяет профиль турбореактивного двигателя 105.
В соответствии с одним из предпочтительных вариантов изобретения внутренняя конструкция 109 образована по меньшей мере двумя элементами, в частности, элементами 120 и 122. Наличие элементов 120 и 122 упрощает открытие внутренней конструкции 109. Кроме того, элементы 120 и 122 обеспечивают возможность доступа к отдельным участкам внутренней конструкции 109, при этом нет необходимости полностью открывать указанную внутреннюю конструкцию. Предпочтительно элементы 120 и 122 расположены по обе стороны от продольной плоскости 123 симметрии гондолы. Такая компоновка обеспечивает открытие внутренней конструкции 109 и раскрытие частей турбореактивного двигателя 105, находящихся напротив друг друга.
В соответствие с вариантом изобретения, изображенным на фиг.3, элементы 120 и 122 выполнены, по существу, в форме полуцилиндров, однако они могут иметь любую другую форму, соответствующую профилю турбореактивного двигателя 105 и известную специалистам в данной области техники. Таким образом, конструкция турбореактивного двигателя 105, по существу, скрыта элементами 120 и 122 (как показано на фиг.3), когда они находятся в рабочем положении, а именно в положении, при котором самолет функционирует и, в частности, осуществляет полеты.
Кроме того, направляющая система 140 предназначена для соединения внутренней конструкции 109 с нижней по потоку частью 111 турбореактивного двигателя. Направляющая система 140 обеспечивает возможность перемещения по меньшей мере части внутренней конструкции 109 вдоль профиля верхнего по потоку отсека 113 относительно небольшого диаметра и далее вдоль профиля нижнего по потоку отсека 114 относительно большого диаметра, за счет совмещения поступательного движения и поворота между рабочим положением, при котором внутренняя конструкция 109 выполняет функцию кожуха нижней по потоку части 111 турбореактивного двигателя, и положением технического обслуживания, при котором она раскрывает нижнюю по потоку часть 111 турбореактивного двигателя.
Более того, наличие направляющей системы 140 способствует тому, что внутренняя конструкция 109 во время своего движения остается в канале 108 воздушного потока и при этом не сталкивается с наружной конструкцией 106 и нижней по потоку частью 111 турбореактивного двигателя.
В соответствии с одним из вариантов изобретения направляющая система 140 закреплена на турбореактивном двигателе 105 или на подвесной стойке, обеспечивающей возможность крепления предлагаемой гондолы 100 к крылу самолета.
В соответствии с вариантом изобретения, изображенным на фиг.5 и фиг.6, наружная конструкция 106 имеет в качестве средств реверсора тяги створку 150 (на фиг.5) или набор решеток 152 (на фиг.6). Створка 150 и набор решеток 152 установлены с возможностью их открытия или закрытия посредством задвижек (не показаны), размещенных на наружной конструкции 106. Более того, предлагаемая гондола 100 также имеет верхнюю по потоку секцию 154, содержащую воздухозаборник 156, через который проникает холодный воздух.
Согласно варианту, изображенному на фиг.5, внутреннюю конструкцию 109 перемещают в направлении ниже по потоку от турбореактивного двигателя 105 посредством направляющей системы 140. Доступ к турбореактивному двигателю обеспечен за счет открытия створки 150, причем наружная конструкция 106 остается неподвижной.
Согласно варианту, изображенному на фиг.6, внутреннюю конструкцию 109 также перемещают в направлении ниже по потоку от турбореактивного двигателя 105 посредством направляющей системы 140. В данном случае доступ к турбореактивному двигателю 105 обеспечен за счет открытия решеток 152, причем наружную конструкцию 106 тоже перемещают в направлении ниже по потоку.
В соответствии с вариантами изобретения, изображенными на фиг.7-10, направляющая система 140 содержит по меньшей мере один верхний по потоку стержень и по меньшей мере один нижний по потоку стержень.
В случае если внутренняя конструкция 109 содержит несколько элементов 120, то каждый элемент имеет направляющую систему 140, содержащую по меньшей мере один верхний по потоку стержень и по меньшей мере один нижний по потоку стержень.
Направляющая система 140 содержит, в частности, четыре, предпочтительно два верхних по потоку стержня 160, а также четыре, предпочтительно два нижних по потоку стержня 162.
Если внутренняя конструкция 109 содержит два элемента 120, то два верхних по потоку и нижних по потоку стержня, выполненных с возможностью установки в положении «на 12 часов», соединяют турбореактивный двигатель 105 и первый элемент 120. В данном случае определение «установленный в положении на 12 часов» означает, что устройство установлено в той части турбореактивного двигателя, которая расположена рядом с подвесной стойкой гондолы 100 под крылом летательного аппарата. Аналогичным образом, два верхних по потоку и нижних по потоку стержня (не показаны) выполнены с возможностью установки в положении «на 6 часов», при этом они соединяют турбореактивный двигатель 105 и второй элемент 120. В данном случае определение «установленный в положении на 6 часов» означает, что устройство занимает положение, диаметрально противоположное тому, в котором находятся стержни, установленные в положении «на 12 часов». Если внутренняя конструкция 109 содержит более двух элементов, то каждый элемент, как правило, имеет одинаковое количество стержней, расположенных соответствующим образом относительно стержней первого элемента.
В частном случае, когда внутренняя конструкция 109 содержит только один элемент, а направляющая система 140 содержит только один верхний по потоку и один нижний по потоку стержень, то целесообразно соединять внутреннюю конструкцию 109 с частью подвесной стойки.
Для обеспечения возможности перемещения внутренней конструкции 109 за счет совмещения поступательного движения и поворота, верхний по потоку и нижний по потоку стержни 160 и 162 имеют различную длину. Длина нижнего по потоку стержня 160 и верхнего по потоку стержня 162, как правило, составляет от 0,5 до 1 м, в частности от 0,75 до 0,85 м. Обычно длина верхнего по потоку стержня 162 превышает длину нижнего по потоку стержня 160 на 10-20%.
Кроме того, стержни 160 и 162 соединяют внутреннюю конструкцию 109 с нижней по потоку частью 111 турбореактивного двигателя таким образом, что соответствующие оси стержней 160 и 162 лежат в плоскостях, параллельных оси 163 турбореактивного двигателя 105, причем указанные оси стержней не параллельны друг другу.
Расположенные таким образом стержни 160 и 162 позволяют перемещать внутреннюю конструкцию 109 очень близко к профилю турбореактивного двигателя 105.
В соответствии с вариантами изобретения, изображенными на фиг.11-14, направляющая система 140 содержит по меньшей мере один стержень, предназначенный для соединения нижней по потоку части 111 турбореактивного двигателя с внутренней конструкцией 109, а также по меньшей мере одно устройство скольжения, выполненное с возможностью скользящего движения в соответствующей направляющей, устанавливаемой на турбореактивном двигателе 105 или на части подвесной стойки. Если внутренняя конструкция 109 содержит несколько элементов 120, то каждый элемент содержит по меньшей мере один стержень и по меньшей мере одно устройство скольжения, как описано выше. Направляющая система 140 содержит, в частности, два, предпочтительно один стержень 170 и два, предпочтительно одно устройство 172 скольжения. Как правило, устройство скольжения представляют собой по меньшей мере один крейцкопф, по меньшей мере один ползун или другие средства, известные специалисту в данной области техники.
Если внутренняя конструкция 109 содержит по меньшей мере два элемента 120, то направляющая система 140 соединяет указанные элементы 120 с нижней по потоку частью 111 турбореактивного двигателя или с частью подвесной стойки. В частном случае, когда внутренняя конструкция 109 содержит только один элемент, а направляющая система 140 содержит только один стержень 170 и одно устройство 172 скольжения, целесообразно соединить элемент внутренней конструкции 109 счастью подвесной стойки.
Кроме того, элементы 120 выполнены с возможностью одновременного движения.
Если внутренняя конструкция 109 содержит два элемента 120, то направляющая система 140 содержит два стержня, один из которых установлен в положении «на 12 часов», а другой - в положении «на 6 часов» относительно турбореактивного двигателя 105, причем каждый стержень присоединяет один элемент. Аналогичным образом, направляющая система 140 может содержать два устройства скольжения, выполненные с возможностью скользящего движения в направляющих, находящихся в положениях «на 12 часов» и «на 6 часов», причем оси направляющих лежат в плоскости, параллельной оси 173 турбореактивного двигателя 105, и каждое устройство скольжения относится к одному элементу. Как и в предыдущем варианте изобретения, если внутренняя конструкция 109 содержит более двух элементов, то каждый элемент, как правило, имеет одинаковое количество стержней, расположенных соответствующим образом относительно стержней первого элемента.
Шарнир 174 предпочтительно соединяет направляющую 172 с внутренней конструкцией 109 и, тем самым, обеспечивает возможность перемещения внутренней конструкции как можно ближе к профилю турбореактивного двигателя 105.
Ось каждой направляющей 172 предпочтительно лежит в плоскости, параллельной оси 173 турбореактивного двигателя, что позволяет значительно дальше отводить внутреннюю конструкцию 109 в направлении ниже по потоку.
В соответствии с вариантом изобретения, изображенным на фиг.15-18, направляющая система 140 содержит по меньшей мере одно нижнее по потоку устройство скольжения и по меньшей мере одно верхнее по потоку устройство скольжения, соединенные с внутренней конструкцией 109, при этом каждое из устройств скольжения выполнено с возможностью скользящего движения в соответствующей направляющей, устанавливаемой на турбореактивном двигателе 105 или на части подвесной стойки, а также по меньшей мере один шарнир, соединяющий каждую направляющую с внутренней конструкцией 109 и обеспечивающий возможность еще дальше отводить внутреннюю конструкцию 109 в направлении ниже по потоку.
Если внутренняя конструкция 109 содержит несколько элементов 120, то каждый элемент имеет одну направляющую систему, содержащую по меньшей мере одно нижнее по потоку устройство скольжения и по меньшей мере одно верхнее по потоку устройство скольжения, как описано выше. Направляющая система 140 содержит, в частности, четыре, предпочтительно два нижних по потоку устройства скольжения, и четыре, предпочтительно два верхних по потоку устройства скольжения, выполненных с возможностью скользящего движения в соответствующих направляющих 180 и 182. Кроме того, направляющая система 140, в частности, содержит восемь, предпочтительно четыре шарнира 184 и 186.
Нижние по потоку и верхние по потоку устройства скольжения выполнены с возможностью скользящего движения по направляющим 180 и 182 или внутри них. Как правило, устройства скольжения представляют собой крейцкопфы, ползуны или другие средства, известные специалистам в данной области техники.
В соответствии с одним вариантом изобретения, оси двух направляющих 180 и 182 не параллельны друг другу. Тем не менее, ось каждой направляющей 180, 182 лежит в плоскости, параллельной оси 183 турбореактивного двигателя 105.
Если внутренняя конструкция 109 содержит два элемента 120, то направляющая система 140 содержит два устройства скольжения, выполненных с возможностью скользящего движения в направляющих, находящихся в положениях «на 12 часов» и «на 6 часов», причем оси направляющих лежат в плоскости, параллельной оси турбореактивного двигателя 105, а каждое устройство скольжения относится к одному элементу. Как и в предыдущих вариантах изобретения, если внутренняя конструкция 109 содержит более двух элементов, то каждый элемент, как правило, имеет одинаковое количество устройств скольжения, расположенных соответствующим образом относительно устройств скольжения первого элемента.
В частном случае, когда внутренняя конструкция 109 содержит только один элемент, а направляющая система 140 имеет только одну нижнюю по потоку и одну верхнюю по потоку направляющую, целесообразно соединить элемент внутренней конструкции 109 счастью подвесной стойки.
В соответствии с вариантом изобретения, изображенным на фиг.19 в рабочем положении, внутренняя конструкция 109 содержит по меньшей мере одно запирающее устройство 190, которое обеспечивает надежное запирание гондолы во время полета летательного аппарата. Запирающее устройство 190 содержит, например, одну или несколько задвижек 192, расположенных, в частности, на корпусе турбореактивного двигателя 105, и/или одну или несколько задвижек 194, размещенных на подвесной стойке или симметричной части внутренней конструкции 109.
Кроме того, запирающего устройства 190 предпочтительно можно приводить в действие посредством нижнего по потоку гибкого силового кабеля (не показан) из некоторой точки, расположенной выше по потоку от внутренней конструкции 109. Вследствие чего, приведение в действие запирающего устройства 190 не требует особых усилий и при необходимости может осуществляться дистанционно.