Гондол двигателей


Гондола самолёта Википедия

Стойка шасси Ту-95МС, убирающаяся в гондолу двигателя.

Гондола — элемент конструкции самолёта или вертолёта, имеющий обтекаемую форму и предназначенный для размещения двигателя, шасси и других устройств.

Гондола основной опоры шасси Ту-95 внутри

Гондола внешнего двигателя

Мотогондола служит для размещения двигателя, его агрегатов и элементов других систем. Конструкция гондолы образует плавные аэродинамические контуры, направляет воздух в компрессор, защищает двигатель и агрегаты от пыли, грязи, атмосферных осадков и механических повреждений. Гондолы внешних двигателей расположены симметрично относительно оси самолёта.

Гондолы должны обеспечивать удобный доступ к двигателю и агрегатам, расположенным на нём, для осмотра, замены и тех­нического обслуживания. Для этого они имеют системы легкосъёмных или откидных крышек. Гондолы двигателей представляют собой тонкостенные конструк­ции, аналогичные конструкции фюзеляжа. Полумонококовая конструкция состоит из жёстких па­нелей, образующих замкнутую силовую оболочку. Каркасная конструкция отличается тем, что имеет силовой кар­кас. Гондола такой конструкции воспринимает также нагрузки от двигателя и передаёт их на планер.

Гондола шасси

Гондола шасси Ту-134.

Гондолы шасси служат для размещения в убранном положении главных стоек шасси. Самолётные шасси убираются по-разному: некоторые убирают стойки в специальные гондолы (Ту-134 и Ту-154). Другие — в центр фюзеляжа как на большинстве самолётов, в их числе Airbus A320.

Уборка основных стоек шасси высокоплана (Ту-95, Ан-26) представляет отдельную проблему. При расположении двигателей на крыле, основные стойки шасси можно крепить к крылу и убирать в мотогондолы или хвостовые балки (при двухбалочной схеме). Однако стойки при этом имеют значительную высоту и вес. Другим возможным вариантом является размещение стоек на фюзеляже. Этот вариант требует усиления конструкции фюзеляжа для восприятия нагрузок при посадке и сопровождается дополнительным увеличением веса. В случае уборки стоек и колес шасси в фюзеляж это увеличение веса фюзеляжа повышается из-за компенсации соответствующего выреза. В случае уборки колес и стоек шасси в обтекатели на фюзеляже появляется дополнительный вес этих обтекателей. Частично увеличение веса из за уборки шасси в фюзеляж низкоплана компенсируется более короткими стойками по сравнению с шасси для высокоплана. Кроме того, при размещении шасси на фюзеляже трудно получить широкую колею основных стоек шасси.

На практике вариант размещения основных стоек шасси на фюзеляже высокоплана как правило применяется в случае неубирающегося шасси. У низкопланов шасси могут убираться в гондолы двигателей, в отсек фюзеляжа или в отсек между лонжеронами крыла.

  • Универсальная вертолётная гондола Ми-24В для двух пулемётов ГШГ и одного пулемёта ЯкБ.

  • Мотогондолы двигателей Boeing 707.

  • Самолёт Ту-95МС, мотогондола правого внешнего (т. е. четвёртого) двигателя НК-12.

См. также

Ссылки

wikiredia.ru

Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя. Гондола содержит переднюю часть с воздухозаборником (1), среднюю часть (2), предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть (3), образованную первой и второй боковыми крышками (11, 12). Каждая боковая крышка может быть повернута между рабочим положением, в котором крышки сомкнуты друг с другом, и положением технического обслуживания, в котором крышки разомкнуты. Первая боковая крышка (11) оснащена первым следящим элементом (19) в области, расположенной на расстоянии от оси вращения, причем первый следящий элемент (19) предназначен для того, чтобы по мере поворота первой боковой крышки (11) опираться на первый направляющий элемент (28), закрепленный относительно турбореактивного двигателя. Также первая боковая крышка (11) оснащена вторым следящим элементом (20), расположенным под углом к первому следящему элементу (19) относительно оси вращения (А) первой боковой крышки (11) и предназначенным для того, чтобы по мере поворота первой боковой крышки (11) опираться на второй закрепленный направляющий элемент (29). Технический результат заключается в уменьшении габаритов направляющих элементов устройства раскрытия створки гондолы турбореактивного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата.

Летательный аппарат приводится в движение посредством одного или нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых находится в гондоле, также вмещающей группу вспомогательных исполнительных устройств, связанных с его работой и выполняющих различные функции во время эксплуатации или простоя турбореактивного двигателя. Эти вспомогательные исполнительные устройства содержат, в частности, механическую систему для приведения в действие реверсоров тяги.

Гондола обычно имеет трубчатую конструкцию, содержащую переднюю часть с воздухозаборником, размещенным перед турбореактивным двигателем, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, способную вместить устройства реверсирования тяги и предназначенную для окружения камеры сгорания турбореактивного двигателя, и обычно оканчивается реактивным соплом, выпускное отверстие которого находится позади турбореактивного двигателя.

Современные гондолы часто проектируют для установки в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать посредством лопастей вращающегося вентилятора поток (также называемый основным потоком) горячего воздуха из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Гондола обычно содержит наружную конструкцию, которая вместе с концентрической внутренней конструкцией образует кольцевой проточный канал, также называемым кольцевым направляющим каналом, также называемым трактом, для направления потока холодного воздуха, называемого воздухом второго контура, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя. Основной поток и воздух второго контура выбрасываются из турбореактивного двигателя через хвостовую часть гондолы.

Таким образом, каждая силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешена на неподвижной конструкции летательного аппарата, например, под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или опоры, прикрепляемых к турбореактивному двигателю или к гондоле.

Задняя часть гондолы обычно образована первой и второй боковыми крышками по существу полуцилиндрической формы, устанавливаемыми по одной с каждой стороны продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы с возможностью разворота между рабочим положением и положением технического обслуживания для получения доступа к турбореактивному двигателю. Эти две боковые крышки обычно установлены с возможностью поворота вокруг продольной оси с узлом поворота в точке, соответствующей положению «12 часов» в верхней части гондолы. Боковые крышки удерживаются в замкнутом положении посредством запирающих устройств, расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части через точку «6 часов».

Каждая боковая крышка поворачивается посредством силового цилиндра, один конец которого закреплен и присоединен к турбореактивному двигателю, а другой конец присоединен к крышке в верхней части или в области, соответствующей 12 часам, в точке, несколько смещенной от оси вращения.

Средняя и задняя части соединены друг с другом обычным способом посредством рамы, причем первая и вторая боковые крышки обычно оснащены установочными устройствами, взаимодействующими в рабочем положении с ответными установочными устройствами, выполненными на этой раме.

Гондола этого типа обладает недостатками, раскрытыми ниже.

Когда гондола открыта, то есть, когда две боковые крышки разомкнуты, каждая боковая крышка имеет тенденцию к деформированию. Подобная деформация усиливается положением силового цилиндра и соответствующими силами противодействия. Более того, работы по техническому обслуживанию могут выполняться на открытом воздухе, и наличие ветра дополнительно усилит деформации, испытываемые развернутыми боковыми крышками.

Напомним, что, как правило, оси шарнира прикреплены к хвостовому участку задней части, в верхней области, в которой стыкуются боковые крышки.

Таким образом, когда гондола находится в положении технического обслуживания, края боковых крышек, находящиеся в нижней области стыка и на границе раздела между задней и средней частью, смещаются вниз и по направлению к турбореактивному двигателю.

Эти края, совершающие значительные перемещения, могут затем препятствовать работе других элементов гондолы, особенно в результате смещения краев в направлении турбореактивного двигателя.

Обычно для ограничения подобного перемещения этих краев каждая боковая крышка оснащается, по меньшей мере, одним первым следящим элементом в области, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения, при этом гондола выполнена с закрепленным первым направляющим элементом, а первый следящий элемент выполнен таким образом, что по мере поворота первой боковой крышки он опирается на первый направляющий элемент.

Таким способом перемещение области, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения, ограничено следящим элементом, опирающимся на неподвижный кулачок, и тем самым ставится предел максимальной деформации каждой боковой крышки.

Однако такой тип гондолы предполагает использование направляющего элемента большой длины, поскольку он должен сопровождать перемещение следящего элемента на протяжении значительной части углового хода соответствующей боковой крышки.

Значительный размер влечет за собой конструктивные видоизменения других окружающих элементов, составляющих гондолу.

Задачей данного изобретения является устранение указанных недостатков и предложение гондолы, в которой направляющий элемент занимает меньше пространства.

Для решения этой задачи данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, предназначенной для установке на летательном аппарате, содержащей переднюю часть с воздухозаборником, размещенным перед турбореактивным двигателем, среднюю часть, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть, образованную, по меньшей мере, первой и второй боковыми крышками, установленными с возможностью вращения на некой оси так, что каждая из них может быть развернута между рабочим положением, в котором боковые крышки сомкнуты друг с другом, и положением технического обслуживания, в котором боковые крышки разомкнуты, причем первая боковая крышка, по меньшей мере, оснащена первым следящим элементом в области, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения, причем первый следящий элемент выполнен таким образом, что по мере поворота первой боковой крышки он опирается на первый направляющий элемент, закрепленный относительно турбореактивного двигателя, и отличающейся тем, что первая боковая крышка оснащена вторым следящим элементом, расположенным под углом к первому следящему элементу относительно оси вращения первой боковой крышки и выполненным таким образом, что по мере поворота первой боковой крышки он опирается на второй закрепленный направляющий элемент.

Таким образом предоставляется возможность задать предел перемещения, по мере размыкания двух боковых крышек, области, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения, прежде всего в результате того, что первый следящий элемент опирается на первый направляющий элемент, а также в результате того, что второй следящий элемент, смещенный относительно первого, опирается на второй направляющий элемент. Следовательно, длина каждого из указанных направляющих элементов может быть короткой, то есть общее пространство, в целом занимаемое этими направляющими средствами, является небольшим.

Предпочтительно, чтобы вторая боковая крышка также была выполнена с аналогичными следящими элементами и направляющими элементами.

В соответствии с одним из отличительных признаков данного изобретения, первый и второй следящие элементы содержат, соответственно, первый и второй выступы, причем первое и второе направляющие средства содержат, по меньшей мере, одну опорную плоскость, на которую по мере поворота первой боковой крышки опираются первый и второй выступы.

Предпочтительным вариантом исполнения этой опорной плоскости будет такое, в котором она представляет собой цельную опорную плоскость, имеющую последовательно расположенные первый и второй участки, определяющие первую и вторую направляющие поверхности, образующие, соответственно, первый и второй направляющие элементы, причем первый выступ опирается, по меньшей мере, на первую направляющую поверхность, а второй выступ опирается, по меньшей мере, на вторую направляющую поверхность.

В соответствии с одним из вариантов осуществления данного изобретения, первая и вторая направляющие поверхности образуют между собой угол.

Предпочтительным вариантом исполнения первого и/или второго следящего элемента является такое, при котором они опираются на первый и/или второй направляющий элемент только на части хода первой боковой крышки.

Помимо того, что первая крышка помещена на определенном расстоянии, упомянутый выше край первой крышки отводится назад достаточно далеко от других элементов гондолы. В результате этого вышеуказанная проблема взаимодействия первой боковой крышки с другими элементами гондолы возникает только для части углового хода гондолы. Таким образом, следящие и направляющие элементы выполняют свою функцию только на части хода первой боковой крышки, то есть можно дополнительно уменьшить пространство, необходимое для этих элементов.

В соответствии с одним из отличительных признаков данного изобретения, когда гондола находится в рабочем положении, первый и второй следящие элементы отведены назад от первого и второго направляющих элементов.

Таким образом, в рабочем положении следящие и направляющие элементы не оказывают воздействия, то есть никоим образом не влияют на гондолу во время полета летательного аппарата. В рабочем положении установка каждой боковой крышки выполняется, соответственно, обычным способом посредством кольцевой канавки и дополнительного опорного ребра.

Предпочтительно, чтобы первая боковая крышка могла быть повернута на угловой ход между 40° и 60°, при этом первый и второй следящие элементы взаимодействовали бы с первым и вторым направляющими элементами на участке углового хода между 5° и 10°, желательно около 7°.

В соответствии с одним из вариантов осуществления данного изобретения, рабочему положению отвечает угловое положение 0°, положению технического обслуживания отвечает угловое положение между 40° и 60°, причем следящие элементы и направляющие элементы расположены так, что первый следящий элемент опирается на первый направляющий элемент в угловом положении между 0,3° и 4°, а второй следящий элемент опирается на второй направляющий элемент в угловом положении между 4° и 7°.

То есть, можно быть уверенным в том, что первый направляющий элемент задает местоположение первой боковой крышки, когда упомянутое выше опорное ребро выводится из соответствующей канавки. Кроме того, при этом способе опорное ребро получает корректное положение напротив канавки по мере приближения боковых крышек друг к другу, что предотвращает преждевременный износ последних. Это особенно важно, поскольку канавка и опорное ребро, используемые для установки в заданное положение, являются элементами, подверженными значительному воздействию во время полета и, соответственно, считаются чувствительными частями.

Предпочтительным исполнением является такое, при котором первый и второй направляющие элементы прикреплены к раме, закрепленной относительно турбореактивного двигателя, что позволяет присоединить заднюю часть к средней части.

В соответствии с одним из отличительных признаков данного изобретения опорная плоскость имеет первый и второй края, при этом первый и второй выступы перемещаются по плоскости в направлении от первого края ко второму краю по мере перемещения первой боковой крышки от рабочего положения к положению технического обслуживания, причем второй край радиально смещен наружу относительно первого края.

Предпочтительно, чтобы второй край был смещен от первого края в направлении средней части.

Форма опорной плоскости, хотя она и ограничивает деформацию первой боковой крышки, тем не менее, до некоторой степени повторяет естественную деформацию боковой крышки по мере ее поворота в положение технического обслуживания.

Данное изобретение также относится к летательному аппарату, отличающемуся тем, что он содержит гондолу в соответствии с данным изобретением.

В любом случае, данное изобретение будет более понятно из последующего раскрытия со ссылкой на прилагаемые схематические чертежи, которые в качестве примера, раскрывают один из вариантов осуществления предлагаемой гондолы.

Фиг.1 представляет собой схематический вид гондолы в продольном разрезе;

фиг.2 представляет собой изображение задней части гондолы с пространственным разнесением составных частей;

фиг.3 представляет собой увеличенный аксонометрический вид области первой боковой крышки, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения;

фиг.4 представляет собой вид сбоку;

фиг.5-7 представляют собой виды сверху первой боковой крышки в трех последовательных положениях.

Фиг.1 изображает гондолу согласно данному изобретению, предназначенную для оснащения летательного аппарата, имеющую трубчатую конструкцию, содержащую переднюю часть 1 с воздухозаборником турбореактивного двигателя, среднюю часть 2, предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть 3, способную вместить устройства реверсирования тяги и предназначенную для окружения камеры сгорания турбореактивного двигателя, при этом гондола заканчивается реактивным соплом 4, выпускное отверстие которого находится позади турбореактивного двигателя.

Гондола предназначена для размещения двухконтурного турбореактивного двигателя, способного генерировать посредством лопастей вращающегося вентилятора поток (называемый также основным потоком) горячего воздуха из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Гондола имеет наружную конструкцию 5, образующую, совместно с концентрической внутренней конструкцией 6, кольцевой направляющий канал 7 циркуляции, также называемый трактом, предназначенный для направления потока холодного воздуха, называемого воздухом второго контура, циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя. Основной поток и воздух второго контура выбрасываются из турбореактивного двигателя через хвостовую часть гондолы.

Как можно видеть более точно на фиг.2, наружная конструкция 5 содержит внутренний обтекатель 8 и наружный обтекатель 9.

Соответственно, каждая силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем и подвешена на неподвижной конструкции летательного аппарата, например, под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или опоры 10, прикрепленных к данному двигателю или к гондоле.

Как можно видеть на фиг.2, задняя часть 5 гондолы образована первой боковой крышкой 11 и второй боковой крышкой 12, имеющими по существу полуцилиндрическую форму, расположенными по одной с каждой стороны продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы и установленными с возможностью поворота между рабочим положением и положением технического обслуживания для получения доступа к турбореактивному двигателю. Эти две боковые крышки 11 и 12 установлены с возможностью поворота вокруг оси А, с узлом поворота в верхней части гондолы в точке, соответствующей положению часовой стрелки «12 часов». Боковые крышки удерживаются в замкнутом положении посредством запирающих устройств 13, расположенных по линии стыка, проходящей в нижней части по линии «6 часов».

Средняя и задняя части 2 и 3 соединены друг с другом обычным способом посредством рамы 14, закрепленной относительно турбореактивного двигателя, причем первая и вторая боковые крышки обычно оснащены установочными устройствами, взаимодействующими в рабочем положении с ответными установочными устройствами, расположенными на неподвижной раме.

Как более детально раскрыто на фиг.4, установочные устройства содержат коническое кольцевое опорное ребро 15 в целом V-образного профиля, при этом ответные установочные устройства имеют паз 16 соответствующих формы и профиля.

Если точнее, кольцевое опорное ребро 15 расположено на одном уровне с передним краем 17 внутреннего обтекателя 8 наружной конструкции 5.

Каждая боковая крышка оснащена у переднего края 17 внутреннего обтекателя 8 монтажной пластиной 18, расположенной у нижнего края внутреннего обтекателя 8 наружной конструкции 5.

Монтажная пластина 18 оснащена первым и вторым следящими выступами 19, 20, выдающимися в сторону средней части 2. Второй выступ 20 смещен под углом от первого выступа 19 относительно оси вращения А соответствующей боковой крышки. Второй выступ 20 расположен у нижнего края вышеупомянутого внутреннего обтекателя 8, то есть около противоположной боковой крышки, соответственно, первый выступ 19 расположен с дополнительным отнесением назад от второго выступа.

Кроме того, силовая установка, образованная гондолой и турбореактивным двигателем, оснащена направляющей плоскостью 21, которая закреплена относительно турбореактивного двигателя и прикреплена к неподвижной раме 14.

Как более точно раскрыто на фиг.4-7, плоскость 21 имеет первый край 22, обращенный к противоположной крышке, и второй край 23 на противоположной стороне от первого.

Плоскость 21 задает границы трех отдельных участков, а именно, по порядку, контактного участка 24, расположенного у первого края 21, первого опорного участка 25 и второго опорного участка 26, причем второй участок расположен у второго края 23.

Таким образом, плоскость 21 имеет три плоские поверхности, обращенные к задней части, причем на эти поверхности опираются следящие выступы, как будет подробно раскрыто в дальнейшем, при этом данные поверхности представляют собой контактную поверхность 27, первую направляющую поверхность 28 и вторую направляющую поверхность 29.

Вторая направляющая поверхность 29 образует угол с первой направляющей поверхностью 28. Точнее, первая направляющая поверхность 28 по существу параллельна передней поверхности 3 задней части, а вторая направляющая поверхность 29 расположена с наклоном к средней части 2. Подобным же образом контактная поверхность 27 расположена с наклоном к средней части 2.

Кроме того, второй край 23 радиально смещен наружу относительно первого края 22 так, чтобы воспроизводить деформацию соответствующей боковой крышки, как будет подробно раскрыто в дальнейшем.

В соответствии с одним из вариантов исполнения, плоскость 21 может быть изогнута без наличия выраженных плоских участков.

Далее приведено более подробное раскрытие способа работы предлагаемой гондолы.

Когда гондола находится в рабочем положении, боковые крышки 11, 12 сомкнуты друг с другом, при этом кольцевое опорное ребро 15 каждой боковой крышки находится в соответствующем пазу 16.

Как изображено на фиг.5, в рабочем положении следящие выступы 19, 20 не опираются на плоскость 21, при этом боковые крышки удерживаются на месте посредством вышеупомянутых опорных ребер 15 и пазов 16.

Во время проведения технического обслуживания необходимо повернуть, по меньшей мере, одну из двух боковых крышек из рабочего положения, которому отвечает угловое положение 0°, в положение технического обслуживания, которому отвечает угловое положение между 30° и 50°.

На первой стадии разделения, например, первой боковой крышки 11, последняя перемещается от положения на 0° к положению на 0,3° так, чтобы высвободить кольцевое опорное ребро 15 из соответствующего паза 16. Затем первый выступ 19 опирается на контактную поверхность 27, при этом первая боковая крышка 11 может затем слегка деформироваться, хотя данная деформация ограничена тем, что первый выступ 19 опирается на плоскость 21.

На второй стадии разделения первая боковая крышка 11 перемещается от своего положения на 0,3° к положению на 4°. На этой второй стадии разделения первый выступ 19 перемещается вдоль первой направляющей поверхности 28, затем второй выступ 20 также входит в контакт с первой направляющей поверхностью 28 и, в конце концов, первый выступ 19 освобождает первую направляющую поверхность 28.

На третьей стадии разделения первая боковая крышка 11 перемещается от своего положения на 4° к положению на 7°. На этой третьей стадии разделения второй выступ 20 вступает в контакт со второй направляющей поверхностью 29 и перемещается вдоль последней, пока не достигнет второго края плоскости 21. Поскольку вторая направляющая поверхность 29 расширяется к средней части 2, первая боковая крышка 11 по мере своего вращения постепенно деформируется, как к средней части 2, так и книзу. Поскольку второй край 23 радиально смещен наружу, плоскость 21 позволяет воспроизведение этого наружного радиального смещения второго выступа 20.

В положении на 7° второй выступ 20 оставляет плоскость 21 у второго края 23, то есть деформация первой боковой крышки 11 больше не ограничена плоскостью 21. Следящие выступы 19, 20 и плоскость 21 выполнены так, что положение 7° соответствует максимальной деформации первой боковой крышки 11. При этом способе, когда второй следящий выступ 20 оставляет плоскость 21, отсутствует тенденция к дальнейшей деформации первой боковой крышки 11. Это обстоятельство создает возможность, при перемещении первой боковой крышки 11 от положения технического обслуживания к ее рабочему положению, обеспечить корректное повторное соединение второго выступа 21 со второй направляющей поверхностью 29.

Таким образом, следящие выступы 19, 20 и опорная плоскость 21 являются активными только на части углового хода первой боковой крышки 11, а именно между положением на 0,3° и положением на 7°. Благодаря общей конструкции гондолы, за пределами этой части опасность взаимодействия первой боковой крышки 11 с остальными частями гондолы является нулевой.

Принцип работы второй боковой крышки 12 является аналогичным, поэтому его подробное раскрытие не приводится.

В соответствии с нераскрытым одним из вариантов исполнения, гондола может быть оснащена двумя отдельными плоскостями, при этом каждый выступ опирается на одну плоскость.

Само собой разумеется, что данное изобретение не ограничивается исключительно раскрытым выше примером варианта исполнения гондолы для турбореактивного двигателя, наоборот, оно охватывает все варианты исполнения.

1. Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая переднюю часть с воздухозаборником (1), среднюю часть (2), предназначенную для окружения вентилятора турбореактивного двигателя, и заднюю часть (3), образованную, по меньшей мере, первой и второй боковыми крышками (11, 12), установленными с возможностью вращения вокруг оси (А) так, что каждая из них может быть повернута между рабочим положением, в котором боковые крышки (11, 12) сомкнуты друг с другом, и положением технического обслуживания, в котором боковые крышки (11, 12) разомкнуты, причем первая боковая крышка (11), по меньшей мере, оснащена первым следящим элементом (19) в области, расположенной на некотором расстоянии от оси вращения, причем первый следящий элемент (19) предназначен для того, чтобы по мере поворота первой боковой крышки (11) опираться на первый направляющий элемент (28), закрепленный относительно турбореактивного двигателя, отличающаяся тем, что первая боковая крышка (11) оснащена вторым следящим элементом (20), расположенным под углом к первому следящему элементу (19) относительно оси вращения (А) первой боковой крышки (11) и предназначенным для того, чтобы по мере поворота первой боковой крышки (11) опираться на второй закрепленный направляющий элемент (29).

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что первый и второй следящие элементы содержат, соответственно, первый и второй выступ (19, 20), при этом первое и второе направляющее средство содержит, по меньшей мере, одну опорную плоскость (21), на которую, по мере поворота первой боковой крышки (11) опираются первый и второй выступы (19, 20).

3. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что опорная плоскость представляет собой цельную опорную плоскость (21), имеющую последовательно расположенные первый и второй участки (25, 26), определяющие первую и вторую направляющие поверхности (28, 29), образующие, соответственно, первый и второй направляющий элементы, причем первый выступ (19) опирается, по меньшей мере, на первую направляющую поверхность (28), а второй выступ (20) опирается, по меньшей мере, на вторую направляющую поверхность (29).

4. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что первая и вторая направляющие поверхности (28, 29) образуют между собой угол.

5. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что первый и/или второй следящий элементы (19, 20) выполнены таким образом, что они опираются на первый и/или второй направляющий элемент (28, 29) только на части хода первой боковой крышки (11).

6. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что когда гондола находится в рабочем положении, первый и второй следящие элементы (19, 20) отведены назад от первого и второго направляющих элементов (28, 29).

7. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что первая боковая крышка может быть повернута на участке углового хода между 40° и 60°, при этом первый и второй следящий элементы (19, 20) взаимодействуют с первым и вторым направляющим элементами (28, 29) на участке углового хода между 5° и 10°, желательно около 7°.

8. Гондола по п.7, отличающаяся тем, что рабочее положение отвечает угловому положению на 0°, положение технического обслуживания отвечает угловому положению между 40° и 60°, причем следящие элементы (19, 20) и направляющие элементы (28, 29) расположены так, что первый следящий элемент (19) опирается на первый направляющий элемент (28) в угловом положении между 0,3° и 4°, а второй следящий элемент (20) опирается на второй направляющий элемент (29) в угловом положении между 4° и 7°.

9. Гондола по любому из пп.1-4 или 6-8, отличающаяся тем, что первый и второй направляющие элементы (28, 29) прикреплены к раме (14), закрепленной относительно турбореактивного двигателя, что позволяет присоединить заднюю часть к средней части.

10. Гондола по любому из пп.3, 4 или 6-8, отличающаяся тем, что опорная плоскость (21) имеет первый и второй край (22, 23), при этом первый и второй выступы (19, 20) перемещаются по плоскости (21) в направлении от первого края (22) ко второму краю (23) по мере перемещения первой боковой крышки (11) от рабочего положения к положению технического обслуживания, причем второй край (23) радиально смещен наружу относительно первого края (22).

11. Гондола по п.10, отличающаяся тем, что второй край (23) смещен от первого края (22) в направлении средней части (2).

www.findpatent.ru

Усиливающая конструкция гондолы турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию. Передняя рама выполнена с возможностью установки за указанным кожухом вентилятора и возможностью взаимодействия с капотом реверсора тяги также поддерживает по меньшей мере одно средство отклонения потока. Реверсор тяги установлен с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока. Усиливающая конструкция расположена вдоль продольной оси гондолы и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой и капотом реверса тяги. Достигается повышение уровня надежности и безопасности эксплуатации гондолы двигателя. 14 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя.

Современные гондолы выполняют с возможностью установки в них двухконтурного турбореактивного двигателя, обеспечивающего генерацию, с помощью вращающихся лопастей вентилятора, горячего воздушного потока (его называют также «первичным» потоком), выходящего из камеры сгорания турбореактивного двигателя, а также группы вспомогательных приводных устройств, связанных с его работой и выполняющих различные функции в процессе работы турбореактивного двигателя или во время, когда он остановлен.

Гондола имеет обычно наружную неподвижную конструкцию ННК (Outer Fixed Structure, OFS), которая вместе с концентричной внутренней конструкцией (так называемой внутренней неподвижной конструкцией ВНК (Inner Fixed Structure, IFS)), образует тракт, служащий для обеспечения направленного движения холодного воздушного потока (его называют также «вторичным»), циркулирующего снаружи турбореактивного двигателя.

Кроме того, гондола имеет, как правило, трубчатую конструкцию с воздухозаборником, который помещен перед турбореактивным двигателем, средней секцией, которая охватывает вентилятор турбореактивного двигателя, и задней секцией, в состав которой сходят средства реверса тяги и которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя. Эта трубчатая конструкция заканчивается обычно реактивным соплом, выход которого располагается за турбореактивным двигателем.

Назначение указанных средств реверса тяги состоит в повышении эффективности торможения самолета во время его посадки путем перенаправления вперед, по меньшей мере, части тяги, создаваемой турбореактивным двигателем. На этом этапе реверсор перекрывает, по меньшей мере, часть тракта циркуляции холодного потока, направляя этот поток сторону передней зоны гондолы, в результате чего генерируется обратная тяга, которая складывается с торможением колес самолета.

Обычная конструкция реверсора тяги содержит обтекатель, в котором выполнено отверстие для прохода отклоненного потока, в режиме прямой тяги газов закрывающееся скользящим капотом, а в режиме обратной тяги газов открывающееся благодаря поступательному смещению назад (если смотреть по направлению циркуляции газов) указанного скользящего капота с помощью силовых цилиндров его привода, смонтированных на находящейся перед отверстием раме обтекателя, которая называется «передней рамой».

Поскольку гондола в полете находится под действием осевых аэродинамических усилий, стремящихся сдвинуть конструкцию назад относительно двигателя, эту раму соединяют с конструкцией турбореактивного двигателя, а конкретнее с кожухом вентилятора, через посредство соединительных фланцев или специальных соединений, например, типа «нож/паз».

Что касается скользящего капота, то он может быть образован цельным наружным узлом, выполненным без разрыва в нижней части, который монтируется с возможностью скольжения по рельсам, расположенным по обе стороны от пилона летательного аппарата, из положения, соответствующего режиму прямой тяги, в положение, соответствующее режиму обратной тяги.

Подобные капоты часто называют английским термином O-duct, имея в виду их форму в виде обода капота, в отличие от D-duct, то есть капота, который состоит, по существу, из двух полукапотов, каждый из которых проходит вдоль полуокружности гондолы.

Разумеется крайне важно, чтобы скользящее движение капота, приводящее к реверсу тяги, не происходило спонтанно, поскольку такое раскрытие имело бы серьезные последствия на этапе полета.

Исходя из этих соображений, в различных местах реверсора тяги предусмотрены предохранительные фиксаторы для предотвращения нежелательного раскрытия капота.

В реверсорах с капотом типа D-duct традиционно предусматривают по три предохранительных фиксатора на каждый полукапот или на два полукапота, если они механически соединены друг с другом. Два основных фиксатора располагают обычно на передней раме с тем, чтобы они могли воздействовать непосредственно на два силовых цилиндра привода каждого полукапота.

Однако эти основные фиксаторы могут выйти из строя вследствие поломки ротора или лопасти турбореактивного двигателя, из-за которого может произойти выброс обломков в пространство вокруг двигателя, и тогда эти обломки столкнутся с реверсором с риском его деформирования и/или разрушения фиксаторов.

Для того чтобы существенно снизить опасность самопроизвольного раскрытия, предусматривают третий фиксатор, который обеспечивает удержание реверсора в закрытом состоянии после утраты двух остальных защитных линий вследствие вышеупомянутых поломок. Этот третий фиксатор устанавливают между нижней так называемой «6 часовой» балкой (то есть той, которая находится в нижней части гондолы и на которой смонтированы с возможностью скольжения два полукапота) и соответствующим полукапотом.

Благодаря удаленному размещению третьего фиксатора по отношению к двум другим, основным, фиксаторам достигается преимущество в безопасности в случаях разрыва диска ротора турбореактивного двигателя или утраты лопасти.

В этом случае одним и тем же диском смогут быть повреждены только один или два, но не все три фиксатора.

В результате сохраняется путь передачи усилий между стойкой турбореактивного двигателя и нижней балкой. Если бы эта нижняя балка оказалась разрушенной, то остался бы один путь передачи усилий, соединяющий стойку с фиксатором благодаря наличию внутренней конструкции (ВНК), которая соединяет верхние балки с нижними по всей их длине.

В случае использования реверсора с капотом типа O-duct желательно было бы иметь похожую конструкцию, несмотря на отсутствие нижней балки.

Так, можно предусмотреть установку третьей защитной линии и/или специального удерживающего устройства между передней рамой и скользящим капотом.

Следует, однако, иметь в виду, что подобные фиксаторы довольно громоздки, так что становится затруднительным их монтаж в случае использования очень тонкого реверсора, то есть при небольшом расстоянии между внутренним и наружным обтекателями.

Вне зависимости от принятого способа размещения указанных фиксаторов, нельзя совсем исключить риск деформирования и разрушения реверсора, а конкретнее зоны сопряжения передней рамы с кожухом вентилятора, в случае разрыва диска ротора. При этом установка третьей защитной линии между передней рамой и скользящим капотом перестает быть эффективной.

Это связано с тем, что следствием разрыва диска двигателя является выталкивание трети диска с энергией, которую можно рассматривать как бесконечную, а также промежуточных осколков (частиц дисков меньшего размера) с довольно значительной энергией и небольших фрагментов (как правило, элементов лопасти турбины или компрессора) с малой энергией.

С учетом того, что промежуточные осколки могут быть выброшены по всей окружности капота, существует опасность того, что удерживающего устройства между передней рамой и кожухом вентилятора окажется недостаточно для осевого удержания капота реверса тяги.

Для устранения этой проблемы традиционно предусматривают третью защитную линию, или третий фиксатор, в зоне заднего конца рельсов, на которых смонтирован капот, между указанным пилоном и указанным капотом. По тем же соображениям в этой же зоне устанавливают механическое удерживающее устройство реверсора тяги.

Благодаря наличию этих фиксирующих средств в зоне сопряжения капота и пилона удается добиться фиксации, которая будет пространственно независимой от зоны сопряжения передней рамы и кожуха вентилятора, что позволит получить требуемые уровни надежности и безопасности.

Однако при таком способе монтажа возникают трудности доступа и визуального контроля, что приводит к проблемам, связанным с использованием находящегося в этой зоне удерживающего устройства реверсора тяги.

Одна из задач настоящего изобретения состоит в устранении указанных выше недостатков посредством разработки альтернативного технического решения проблемы монтажа третьей защитной линии и/или удерживающего устройства между пилоном и капотом.

Желательно также предусмотреть установку третьего предохранительного фиксатора в реверсоре типа O-duct, который обеспечивал такой же уровень надежности и безопасности, как в реверсоре типа D-duct, с устранением опасности несвоевременного раскрытия скользящего капота.

Целесообразно также разработать гондолу с реверсором типа O-duct, где в некоторой условной зоне будет установлен третий предохранительный и/или удерживающий фиксатор.

Другая задача изобретения состоит в разработке гондолы, снабженной третьим предохранительным и/или удерживающим фиксатором, который имел бы незначительные размеры и был бы легкодоступным для оператора.

Еще одна задача - разработка гондолы, в которой были бы сведены к минимуму непредусмотренные деформации реверсора, которые могут быть обусловлены воздействиями, связанными, например, с разрывом дисков двигателя.

Следующая задача - разработка гондолы, в которой были бы существенно снижены риски осевой потери передней рамы и капота реверса тяги, которая может явиться следствием ударов, связанных, например, с разрывом дисков двигателя.

Для решения указанных задач предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая неподвижную конструкцию, содержащую кожух вентилятора указанного турбореактивного двигателя и переднюю раму, которая выполнена с возможностью установки за указанным кожухом вентилятора по потоку и поддерживает, непосредственно или опосредованно, по меньшей мере одно средство отклонения потока, причем указанная передняя рама выполнена с возможностью взаимодействия с капотом реверса тяги, установленным с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит по меньшей мере одну усиливающую конструкцию, предназначенную для передачи усилий между кожухом вентилятора и передней рамой, причем указанная усиливающая конструкция расположена вдоль продольной оси гондолы, проходя от кожуха вентилятора к передней раме, и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой и капотом реверса тяги.

Благодаря изобретению появляется возможность формирования вспомогательных путей прохождения усилий между кожухом вентилятора и передней рамой, которые смогут активизироваться в случае разрушения основного соединения между кожухом вентилятора и передней рамой, что позволит сохранить осевую устойчивость передней рамы и капота реверса с кожухом вентилятора.

В соответствии с частными вариантами осуществления вся описываемая здесь система может характеризоваться одним или несколькими из перечисленных ниже признаков, которые могут рассматриваться как по отдельности, так и в любых технически осуществимых комбинациях:

- усиливающая конструкция включает в себя полый короб, закрепленный по его длине по окружности передней рамы и выполненный с возможностью закрепления в зоне переднего конца кожуха вентилятора;

- гондола снабжена, по меньшей мере, двумя усиливающими конструкциями, разнесенными друг от друга на некоторый угол вдоль окружности передней рамы;

- угловое расстояние между двумя усиливающими конструкциями выбрано таким, чтобы они были в достаточной степени разнесены по углу относительно друг друга, чтобы только на одну из них было оказано воздействие от трети диска;

- гондола снабжена двумя усиливающими конструкциями, расположенными в «6-часовой» зоне;

- каждая усиливающая конструкция установлена между двумя смежными средствами отклонения;

- каждая усиливающая конструкция установлена вблизи от приводов капота;

- каждая усиливающая конструкция выполнена с возможностью установки в ней по одному приводу капота;

- усиливающая конструкция имеет продолжение в виде крепежной детали, обеспечивающей крепление удерживающего устройства реверсора гондолы и/или третьей линии защиты;

- гондола дополнительно снабжена устройством для блокировки пути прохождения усилия, создаваемого усиливающей конструкцией между кожухом вентилятора и передней рамой;

- устройство блокировки содержит входящий в состав усиливающей конструкции удерживающий элемент, выполненный с возможностью взаимодействия с удерживающим элементом, входящим в состав кожуха вентилятора, причем оба удерживающих элемента выполнены с возможностью фиксации дополнительным фиксирующим элементом, жестко связанным с капотом вентилятора, содержащим кожух вентилятора;

- устройство блокировки располагается в радиальной плоскости кожуха вентилятора;

- удерживающие элементы образованы радиальными металлическими деталями, в которых выполнены находящиеся одно напротив другого отверстия, в которые при необходимости введен и удерживается фиксирующий элемент, причем эти отверстия выполнены так, что фиксирующий элемент при его прохождении через эти отверстия создает препятствие для перемещения передней рамы с достаточным зазором, минимизирующим или препятствующим прохождению усилий в процессе нормальной эксплуатации;

- фиксирующий элемент содержит блокировочный штифт, установленный с возможностью перемещения из положения, в котором он отодвинут от удерживающих элементов, обеспечивая возможность поступательного перемещения передней рамы, в положение, в котором он входит во взаимодействие с удерживающими элементами, препятствуя скольжению передней рамы в направлении назад от гондолы;

- средства управления устройством блокировки связаны с открытием или закрытием капота вентилятора.

Остальные признаки, цели и преимущества изобретения явствуют из нижеследующего детального описания некоторых предпочтительных вариантов его осуществления, которое приводится в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

- фиг.1 представляет собой частичный вид в аксонометрии, иллюстрирующий гондолу, у которой капот реверса тяги сдвинут вбок;

- фиг.2 - схематический вид в разрезе, иллюстрирующий расположение усиливающих конструкций на реверсоре тяги гондолы по фиг.1;

- фиг.3 - вид в аксонометрии гондолы по фиг.1, в которую помещены усиливающие конструкции согласно другому варианту осуществления изобретения;

- фиг.4 и 5 - виды сбоку, соответственно, в разрезе и в аксонометрии, иллюстрирующие усиливающую конструкцию в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения;

- фиг.6-8 - виды, соответственно, в продольном и поперечном разрезе, иллюстрирующие устройство блокировки между капотом вентилятора и передней рамой гондолы по фиг.1, где это устройство показано на фиг.6 и 7 в заблокированном положении и на фиг.8 - в разблокированном положении;

- фиг.9 - вид в аксонометрии гондолы по фиг.1, у которой реверсор тяги находится в активном положении, когда капот реверса тяги поступательно сместился в открытое положение в сторону задней по потоку части гондолы.

Силовая установка летательного аппарата традиционно включает в себя охватывающую турбореактивный двигатель гондолу, обозначенную на фиг.1 общей цифровой позицией 1, при этом оба указанных узла имеют продольную главную ось.

Гондола 1 представляет собой трубчатое вместилище для турбореактивного двигателя и обеспечивает направленную циркуляцию создаваемых им воздушных потоков. Она крепится под крылом летательного аппарата с помощью специального пилона (на фиг.1 не показан), ориентированного в сторону передней зоны летательного аппарата.

Если говорить точнее, гондола 1 имеет наружную конструкцию, имеющую переднюю секцию, которая образует собой воздухозаборник, среднюю секцию, которая охватывает вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию 3, которая охватывает двигатель.

В ее состав входит также внутренняя конструкция обтекателя двигателя, ограничивающая вместе с указанной наружной конструкцией тракт для циркуляции холодного воздушного потока в случае использования турбореактивного двигателя двухконтурного типа.

Говоря конкретнее, задняя секция 3 включает в себя наружную конструкцию, обеспечивающую аэродинамическую непрерывность со средней секцией 2, в состав которой входит кожух 4 вентилятора и в которую помещены средства 5 реверса тяги.

В качестве средств реверса тяги используется хорошо известный реверсор «решетчатого» типа.

Они включают в себя капот 6, который выполнен с возможностью поступательного перемещения и может поочередно переходить из закрытого положения, в котором он перекрывает решетки профилей (не показаны), обеспечивая конструктивную и аэродинамическую непрерывность средней секции 2 и позволяя тем самым производить отвод холодного потока через тракт в так называемом «режиме прямой тяги», в положение открытия в сторону задней части гондолы, в котором он открывает указанные решетки профилей, открывая тем самым в гондоле канал и блокируя тракт за решетками профилей либо самостоятельно, либо путем активации отдельных блокировочных средств, что позволяет осуществить переориентацию холодного потока в соответствии с так называемым «режимом обратной тяги».

Капот 6 реверса тяги обеспечивает аэродинамическую непрерывность капота вентилятора (не показан), охватывающего кожух 4 этого вентилятора.

Что касается упомянутых выше отдельных блокировочных средств, то в качестве таких средств можно использовать, например, задние или передние поворотные реверсирующие створки, предназначенные для перекрытия тракта циркуляции холодного потока.

Показанный на фиг.1 реверсор тяги является реверсором типа O-duct, то есть скользящий капот 6 реверса тяги образует цельную деталь практически кольцевой формы, которая идет без нарушений непрерывности от одной стороны пилона до его противоположной стороны.

В состав реверсора 5 входят также средства для обеспечения направленного перемещения капота 6 (не показаны), которые могут состоять из рельсов, скользящих в параллельных направляющих, причем эти направляющие параллельны продольной оси гондолы 1 и прикреплены к продольным так называемым «12-часовым» балкам напротив пилона самолета, то есть, как правило, в верхней части реверсора, а сами рельсы прикреплены к капоту 6 реверса тяги.

Кроме того, решетки профилей поддерживаются, непосредственно или опосредованно, передней рамой 7, которая замыкает толщину гондолы 1 перед капотом 6 и выполнена с возможностью механической связи с кожухом 4 вентилятора с помощью специальных съемных соединительных средств. Указанная передняя рама имеет, по существу, форму кольца с центром на продольной оси гондолы 1, выполненного таким образом, чтобы оно поддерживало решетки профилей.

В качестве указанных съемных соединительных средств можно применить средства любого известного типа, например, систему крепления типа «нож/паз», болты, системы фиксаторов и т.п. Они образуют собой первый путь передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7.

Кроме того, включение реверсора традиционно осуществляют с помощью, по меньшей мере, одного привода 10 типа силового цилиндра, который способен приводить капот 6 в поступательное движение в сторону передней или задней части гондолы 1 из одного положения в другое. Указанные силовые цилиндры привода капота традиционно 6 закрепляют на радиальных металлических деталях передней рамы.

В рассматриваемом конкретном случае, а именно в конструкции, представленной на фиг.3, предусмотрены четыре силовых цилиндра 10 реверсора. Два из них расположены вблизи от пилона, по обе стороны от него, а два других - в зоне, которая находится на противоположной стороне, хотя должно быть совершенно очевидно, что их расположение должно быть увязано с типом используемого устройства реверса тяги.

Как видно, в частности, на фиг.1 и 3, силовые цилиндры 10 соединены также с электрической системой управления 11 любого известного специалистам типа.

Указанная система управления может состоять, например, из электродвигателя и соответствующего электронного силового агрегата.

Само собой разумеется, что изобретение применимо также к реверсорам тяги, приводимым в действие с использованием гидравлической или пневматической энергии.

Реверсор снабжен также несколькими основными фиксаторами (не показаны) известного специалистам типа, которые служат для удержания капота 6 в закрытом положении и традиционно крепятся к передней раме 4. Эти основные фиксаторы могут быть также объединены со средствами привода.

Поскольку эти основные фиксаторы могут выйти из строя в случае деформации передней рамы 7 вследствие удара или поломки какого-либо из средств привода, если они объединены с этим последним, в состав реверсора включают также, по меньшей мере, один третичный фиксатор, закрепляемый в каком-либо ином месте, нежели указанные основные фиксаторы. Его функция состоит в предотвращении какого бы то ни было нежелательного перемещения капота 6 после выхода из строя основных фиксаторов.

Кроме того, в процессе проведения работ по техобслуживанию турбореактивного двигателя или охватывающей его гондолы важно проследить за тем, чтобы не произошло самопроизвольного раскрытия капота 6, что могло бы создать опасность для операторов.

Точно так же в случае повреждения основных и третичного фиксаторов может потребоваться механическое удержание подвижного капота для предотвращения опасности его раскрытия в полете.

В этом случае реверсор снабжен, по меньшей мере, одним электрическим и/или механическим удерживающим устройством для удержания капота 6 во время проведения указанных работ.

Упомянутые выше третичные фиксаторы и/или удерживающие устройства устанавливают на окружности кольца передней рамы 7 в нижней части, конкретнее в «6-часовой» зоне, несмотря на отсутствие нижней балки, как будет разъяснено ниже более детально при рассмотрении фиг.2.

В соответствии с изобретением, как показано на фиг.2 и 3, гондолу 1 снабжают, по меньшей мере, одной усиливающей конструкцией 100, которая рассчитана таким образом, чтобы обеспечить передачу усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7. Указанная усиливающая конструкция проходит вдоль продольной оси гондолы 1 от кожуха 4 вентилятора к передней раме 7 и рассчитана таким образом, чтобы на ней можно было закрепить третью линию защиты и/или удерживающее устройство в зоне между передней рамой 7 и капотом 6 реверса тяги.

Одно из преимуществ изобретения состоит в том, что при этом создается дополнительный канал передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7, на которой установлены решетки профилей. Этот канал рассчитан таким образом, чтобы он был активным в случае разрыва диска двигателя или любого другого воздействия, которое могло бы привести к повреждению реверсора тяги и помешать удержанию передней рамы 7 с установленными на ней решетками и капотом 6 реверса тяги относительно кожуха 4 вентилятора.

В соответствии с первым вариантом осуществления, представленным на фиг.2, между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7 предусмотрены, по меньшей мере, две усиливающие конструкции 100, которые разнесены по углу вдоль окружности кольца передней рамы, что позволяет создать, по меньшей мере, два независимых канала передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7.

Угловой интервал A между двумя показанными здесь усиливающими конструкциями 100 рассчитан таким образом, чтобы они были в достаточной степени разнесены по углу относительно друг друга с тем, чтобы только одна из них могла быть повреждена третью диска.

Как видно на фиг.3-5, в соответствии с одним из вариантов осуществления, каждая усиливающая конструкция 100 включает в себя полый короб 110, закрепленный по длине по окружности передней рамы 7 и выполненный с возможностью закрепления в зоне переднего конца кожуха 4 вентилятора.

Если говорить точнее, она имеет первую часть 101, которая образует собой короб, выполненный таким образом, чтобы на нем мог быть закреплен фиксатор и/или удерживающее устройство, и вторую часть 102, выполненную таким образом, чтобы она образовывала собой часть блокировочного устройства между кожухом 4 и передней рамой 7, активирующего канал передачи усилий, созданный усиливающей конструкцией 100.

Первая часть 101 представляет собой полую коробчатую конструкцию в форме перевернутой буквы D, которая идет в продольном направлении по продольной оси гондолы 1, а также в соответствующей радиальной плоскости.

Она включает в себя, таким образом, разомкнутый цилиндрический профиль 103, обращенный своей вогнутой частью к внутренней окружности кольца 7 передней рамы.

В соответствии с одним из примеров, не имеющих ограничительного характера, указанный профиль 103 установлен между двумя смежными решетками.

Таким образом, он оказывается закрепленным двумя соответствующими ветвями на кольце 7, поддерживающем решетки профилей.

Кроме того, первая часть 101 содержит продольную пластину 104, которая проходит, по меньшей мере, по всей длине кольца 7 и выполнена с возможностью закрытия профиля 103 с формированием при этом короба 110, открытого на обоих своих концах.

Каждая пластина 104 тоже закреплена соответствующими ветвями на кольце, поддерживающем решетки профилей, как показано на фиг.4.

Следует отметить, что профиль 103 и пластина 104 могут быть выполнены или не выполнены за одно целое.

Кроме того, они изготавливаются предпочтительно из металла.

В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления, каждая усиливающая конструкция 100 установлена вблизи силовых цилиндров 10 привода капота 6 реверса тяги.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, каждая усиливающая конструкция 100 выполнена с возможностью введения и установки в ней одного силового цилиндра 10 привода капота 6.

В результате этого достигается преимущество, заключающееся в том, что силовые цилиндры 10 могут участвовать в защите каналов передачи усилий, сформированных благодаря наличию усиливающих конструкций 100.

Это происходит потому, что силовые цилиндры 10 и профиль 103 усиливающей конструкции 100 являются по своей природе прочными деталями, способными поглотить значительную часть энергии, обусловленной воздействием какого-либо обломка. Благодаря этому пластина 104 сможет быть защищена от любого ударного воздействия и будет обеспечивать прохождение усилия между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7, как показано на фиг.4.

Кроме того, размещение силовых цилиндров 10 в усиливающих конструкциях 100 дает то преимущество, что уменьшается толщина деталей усиливающей конструкции, поскольку каждый из этих цилиндров участвует, как было сказано перед этим, в поглощении энергии от ударных воздействий на нее.

Как видно на фиг.3, в соответствии с одним из примеров выполнения, не имеющим ограничительного характера, гондола 1 снабжена, таким образом, четырьмя усиливающими конструкциями 100, в которые помещены четыре силовых цилиндра 10, а именно два в верхней части гондолы и два в ее нижней части, в «6-часовой» зоне. Вследствие этого формируются четыре независимых канала передачи усилий по окружности кольца 7 передней рамы, на которых закреплены решетки профилей между кожухом вентилятора и передней рамой.

Еще одно преимущество подобной усиливающей конструкции состоит в том, что она обладает механической прочностью и в то же время отвечает требованиям уменьшения габаритных размеров и массы.

Благодаря своей особой форме каждая усиливающая конструкция 100 занимает малое угловое пространство, что позволяет получить зону, обладающую стойкостью к любому ударному воздействию без значительного увеличения избыточного веса реверсора.

Кроме того, как более четко показано на фиг.5, пластина 4 имеет на своем конце, соответствующем свободной периферии кольца 7 передней рамы, продолжение в виде крепежной детали 105, которая обеспечивает крепление удерживающего устройства или третьего фиксатора.

Таким образом, как иллюстрируется примером, представленным на фиг.3, по окружности кольца 7 распределены четыре пути передачи усилий, а также четыре третичных фиксатора и/или удерживающих устройства, два из которых находятся в «6-часовой» зоне, несмотря на отсутствие нижней балки.

Таким образом, достигается преимущество, заключающееся в том, что появляется возможность поместить третью линию защиты и/или удерживающее устройство реверсора между передней рамой 7 и капотом 6 реверсора типа O-duct в том положении, в котором к ним сможет быть обеспечен беспрепятственный доступ.

Кроме того, как видно на фиг.6-9, каждая усиливающая конструкция 100 проходит за пределы профиля 103, в направлении вперед по потоку от передней рамы 7, так что она образует собой часть устройства 120 для блокировки передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, это устройство 120 содержит входящий в состав усиливающей конструкции 100 удерживающий элемент 121, выполненный с возможностью взаимодействия с удерживающим элементом 122, входящим в состав кожуха 4 вентилятора. При этом оба удерживающих элемента 121, 122 выполнены с возможностью фиксации дополнительным фиксирующим элементом 123, жестко связанным с капотом 8 вентилятора (см. фиг.7 и 8).

Указанное блокировочное устройство 120 проходит в радиальной плоскости кожуха 4 вентилятора от кожуха 4 вентилятора к закрывающему его капоту 8 вентилятора.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения, удерживающие элементы 121, 122 могут быть образованы специально предусмотренными для этой цели радиальными металлическими деталями.

Если говорить точнее, кожух 4 вентилятора снабжен на своей наружной окружности U-образной металлической деталью 122, которая идет в радиальном направлении в сторону кольца 7, поддерживающего решетки профилей.

Эта деталь 122 имеет два параллельных крыла, ограничивающих открытое пространство, в которое входит радиальная металлическая деталь 121, предусмотренная на усиливающей конструкции 100.

Металлическая деталь 121 усиливающей конструкции 100 крепится на второй части этой конструкции, а конкретнее - на внутренней поверхности пластины 104, проходящей вперед по потоку от передней рамы 7, на ее свободном конце, как показано на фиг.5.

Указанные две металлические детали 121, 122 выполнены с возможностью взаимодействия друг с другом и с фиксирующим элементом 123, жестко связанным с кожухом 4 вентилятора.

Так, в них выполнены находящиеся одно напротив другого отверстия, в которые при необходимости вводят и удерживают фиксирующий элемент 123, причем эти отверстия выполнены с таким расчетом, чтобы указанный фиксирующий элемент при его прохождении через эти отверстия создавал препятствие для перемещения передней рамы 7 и соответствующего кольца.

Следует иметь в виду, что указанные металлические детали 121, 122 и вторая часть 102 усиливающей конструкции 100 защищены от ударных воздействий, а конкретнее тех, которые обусловлены разрывом диска двигателя или любым другим воздействием, самим кожухом 4 вентилятора.

Что касается дополнительного фиксирующего элемента 123, то в соответствии с одним из вариантов выполнения, он содержит блокировочный штифт 124, имеющий возможность перемещения из положения, в котором он отодвинут от удерживающих элементов 121, 122, обеспечивая возможность поступательного перемещения узла, состоящего из передней рамы 7 и подвижного капота 6, в положение техобслуживания наружной конструкции, в положение, в котором он входит во взаимодействие с удерживающими элементами 121, 122, препятствуя скольжению узла, состоящего из передней рамы 7 и подвижного капота 6, в направлении назад от гондолы 1.

Указанный штифт 124 расположен на внутренней окружности капота 8 вентилятора в плоскости, перпендикулярной к направлению перемещения узла «передняя рама - капот» в нерадиальном направлении, что дает ему возможность прохождения через открытое пространство между двумя крыльями металлической детали 122 кожуха 4 вентилятора.

В соответствии с одним из предпочтительных технических решений, указанное блокировочное устройство 120 независимо от основного блокировочного устройства, установленного в е сопряжения между кольцом 7 передней рамы и кожухом 4 вентилятора.

Благодаря этому достигается преимущество, состоящее в поддержании канала передачи усилий, создаваемого каждой усиливающей конструкцией 100 в случае отказа указанной зоны сопряжения (такой отказ может быть не обязательно связан с разрывом ротора двигателя).

Для этого средства управления блокировочным устройством 120 выполнены так, что они связаны с открытием или закрытием капота 8 вентилятора.

Как показано на фиг.8, при открытии капота 8 вентилятора происходит высвобождение блокировочного штифта 124 из отверстий соответствующих металлических деталей 121, 122. Благодаря этому становится возможным поступательное перемещение узла, состоящего из передней рамы 7 и капота 8, в сторону назад по потоку от гондолы 1, в положение техобслуживания, показанное на фиг.9, что позволяет получить доступ к двигателю.

Кроме того, как видно на фиг.6, в блокировочном устройстве 120 может быть предусмотрен осевой люфт между его различными составными компонентами, благодаря чему дополнительный канал передачи усилий, создаваемый каждой усиливающей конструкцией 100, будет активным только в том случае, если основной канал передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7 утрачен или разрушен каким-либо ударным воздействием.

Таким образом, между наружной окружностью штифта 124, проходящего через отверстия в металлических деталях 121, 122, и внутренней окружностью соответствующего отверстия металлической детали 122 кожуха 4 вентилятора формируется зазор е.

Этот зазор е уходит в случае утраты основного канала передачи усилий между кожухом 4 вентилятора и передней рамой 7 вследствие разрыва какого-либо диска или при любой другой поломке, что ведет к блокировке кожуха вентилятора и передней рамы блокировочным штифтом 124.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанными выше в качестве примеров отдельными вариантами выполнения гондолы, а, напротив, охватывает самые разнообразные модификации.

1. Гондола турбореактивного двигателя, содержащая неподвижную конструкцию, содержащую кожух (4) вентилятора указанного турбореактивного двигателя и переднюю раму (7), которая выполнена с возможностью установки за указанным кожухом (4) вентилятора и поддерживает, непосредственно или опосредованно, по меньшей мере одно средство отклонения потока, причем указанная передняя рама выполнена с возможностью взаимодействия с капотом (6) реверса тяги, установленным с возможностью скольжения из закрытого положения с перекрытием средства отклонения потока в открытое положение с открытием этого средства отклонения, обеспечивая возможность отклонения потока, отличающаяся тем, что она дополнительно содержит по меньшей мере одну армирующую конструкцию (100), предназначенную для передачи усилий между кожухом (4) вентилятора и передней рамой (7), причем указанная армирующая конструкция (100) расположена вдоль продольной оси гондолы, проходя от кожуха (4) вентилятора к передней раме (7), и выполнена с возможностью установки на ней третьей линии защиты и/или удерживающего устройства между передней рамой (7) и капотом (6) реверса тяги.

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что армирующая конструкция (100) содержит полый короб (110), закрепленный по длине по окружности передней рамы (7) и выполненный с возможностью закрепления в зоне переднего по потоку конца кожуха (4) вентилятора.

3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена по меньшей мере двумя армирующими конструкциями (100), разнесенными друг от друга на некоторый угол вдоль окружности передней рамы (7).

4. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что угловой интервал между двумя армирующими конструкциями (100) выбран таким, чтобы они были в достаточной степени разнесены по углу относительно друг друга, чтобы при разрыве трети диска двигателя только одна из них была в зоне воздействия.

5. Гондола по любому из пп.3-4, отличающаяся тем, что она снабжена двумя армирующими конструкциями (100), расположенными в «6-часовой» зоне.

6. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что каждая армирующая конструкция (100) установлена между двумя смежными средствами отклонения.

7. Гондола по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что каждая армирующая конструкция (100) установлена вблизи приводов (10) капота (6).

8. Гондола по п.7, отличающаяся тем, что каждая армирующая конструкция (100) выполнена с возможностью установки в ней по одному приводу (10) капота (6).

9. Гондола по любому из пп.1-4 или 8, отличающаяся тем, что армирующая конструкция (100) имеет продолжение в виде крепежной детали (105), обеспечивающей крепление удерживающего устройства реверсора гондолы и/или третьей линии защиты.

10. Гондола по любому из пп.1-4 или 8, отличающаяся тем, что она дополнительно снабжена устройством (120) для блокировки пути прохождения усилия, которое создается армирующей конструкцией (100) между кожухом (4) вентилятора и передней рамой (7).

11. Гондола по п.10, отличающаяся тем, что устройство (120) блокировки содержит входящий в состав армирующей конструкции (100) удерживающий элемент (121), предназначенный для взаимодействия с удерживающим элементом (122), входящим в состав кожуха (4) вентилятора, причем оба удерживающих элемента (121, 122) выполнены с возможностью фиксации дополнительным фиксирующим элементом (123), жестко связанным с капотом (8) вентилятора, закрывающим кожух (4) вентилятора.

12. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что устройство (120) блокировки расположено в радиальной плоскости кожуха (4) вентилятора.

13. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что удерживающие элементы (121, 122) образованы радиальными металлическими деталями, в которых выполнены находящиеся одно напротив другого отверстия, в которые при необходимости введен и удерживается фиксирующий элемент (123), причем эти отверстия выполнены так, что фиксирующий элемент (123) при его прохождении через эти отверстия препятствует перемещению передней рамы (7).

14. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что фиксирующий элемент (123) содержит блокировочный штифт (124), установленный с возможностью перемещения из положения, в котором он отодвинут от удерживающих элементов (121, 122), обеспечивая возможность поступательного перемещения передней рамы (7), в положение, в котором он входит во взаимодействие с удерживающими элементами (121, 122), препятствуя скольжению передней рамы (7) в направлении назад от гондолы (1).

15. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что средства управления устройством блокировки (120) связаны с открытием или закрытием капота (8) вентилятора.

www.findpatent.ru

гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя - патент РФ 2440280

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. Гондола содержит переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, вмещающую вентилятор турбореактивного двигателя (7), и заднюю секцию, содержащую средства крепления гондолы к пилону, выполненному с возможностью присоединения к неподвижному элементу летательного аппарата. Задняя секция содержит несущий каркас (18), имеющий звукоизолирующую панель (21), обеспечивающую аэродинамические свойства и звукоизоляцию. Звукоизолирующая панель (21) закреплена на несущем каркасе (18) посредством средств нежесткого или упругого крепления таким образом, что при наличии воздуха, создающего избыточное давление в отсеке двигателя, звукоизолирующая панель может деформироваться в направлении (31), являющемся по существу центробежным и радиальным относительно турбореактивного двигателя (7). Технический результат заключается в уменьшении деформации гондолы двигателя. 9 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя.

Летательный аппарат приводится в движение несколькими турбореактивными двигателями, каждый из которых помещен в гондолу, также вмещающую группу соответствующих управляющих устройств, предназначенных для обеспечения работы двигателя, например таких, как устройство реверсирования тяги, и выполняющих различные функции во время работы двигателя или при его остановке.

Обычно гондола представляет собой трубчатый элемент, содержащий воздухозаборник, расположенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор двигателя, и заднюю секцию, в которой размещены средства реверсирования тяги и которая охватывает камеру сгорания двигателя и обычно заканчивается выходным соплом, выход которого находится сзади двигателя по направлению потока.

Современные гондолы предназначены для размещения в них двухконтурного турбореактивного двигателя, способного с помощью вращения крыльчатки вентилятора генерировать поток горячего воздуха (этот поток также называют основным потоком), исходящий из камеры сгорания двигателя, и поток холодного воздуха (обходной поток), проходящий снаружи двигателя через кольцевой канал, называемый также трактом, образованный между капотом двигателя (или внутренним конструктивным элементом гондолы, расположенным сзади по потоку и охватывающим двигатель) и внутренней стенкой гондолы. Эти два потока воздуха выпускаются из двигателя через заднюю часть гондолы.

Таким образом, силовая установка летательного аппарата образована гондолой и турбореактивным двигателем. Эту установку подвешивают к неподвижно закрепленному конструктивному элементу летательного аппарата, например, под крылом или на фюзеляже, посредством пилона, соединенного с двигателем в его передней и задней части с помощью элементов подвешивания.

В такой конфигурации гондола поддерживается двигателем. Во время полета летательного аппарата такая конструкция подвергается совместному воздействию внешних сил. Наряду с другими силами на нее действуют силы, обусловленные гравитацией, а также внешние и внутренние аэродинамические силы, порывы ветра и тепловые эффекты.

Эти нагрузки, испытываемые силовой установкой, передаются турбореактивному двигателю и вызывают деформации кожухов, которые непосредственно влияют на характеристики различных ступеней двигателя. В частности, в случае если силовая установка имеет конфигурацию типа осиная талия , то есть, имеет относительно тонкую протяженную заднюю по потоку часть, по сравнению с промежуточным элементом и воздухозаборником, эти нагрузки приводят к весьма негативным деформациям «в форме банана» и задняя по потоку часть значительно изгибается.

Этот «эффект банана» проявляется деформацией наружного элемента гондолы, образованного различными следующими друг за другом кожухами, в то время как приводной вал, лопасти вентилятора и внутренние лопасти турбореактивного двигателя остаются прямолинейными. В результате этого вершины лопастей вала приближаются к внутренней периферической поверхности кожухов. Таким образом, общая эффективность турбореактивного двигателя по сравнению с конфигурацией, при которой кожухи подвергаются небольшой деформации, или не испытывают деформации вообще, снижается, поскольку при проектировании гондолы приходится учитывать эту деформацию, с тем чтобы всегда предусматривать наличие достаточного зазора между вершинами лопастей и периферической поверхностью кожухов. В результате часть приточного воздуха лопастями не сжимается, так как она просачивается через этот значительный зазор.

В неопубликованной французской патентной заявке 06.05912, зарегистрированной на имя того же заявителя, что и данная заявка, предложено одно из технических решений, направленных на устранение указанной проблемы. Это решение проиллюстрировано на фиг.1 и 2.

Показанную на этих чертежах гондолу 1 называют «несущей» в том смысле, что она поддерживает двигатель 7, связывая его непосредственно с неподвижным элементом 2 летательного аппарата посредством пилона 15, являющегося ее составной частью. Задняя секция гондолы имеет несущий внутренний каркас 18, образованный радиальными рамами 20, которые связаны со стойками 22, причем предусмотрены также продольные усиливающие элементы 26, 27, связанные с продольными верхним элементом 23 и нижним элементом 24. Кроме того, имеется комплект амортизирующих штанг 29, которые помогают избежать передачи усилий от двигателя 7 к неподвижному элементу 2 летательного аппарата. На каркасе 18 установлена охватывающая двигатель 7 панель 21, служащая для придания лучших аэродинамических свойств и обеспечения звукоизоляции.

Для того чтобы подобная конструкция отвечала требованиям сертифицирующих органов и для того, чтобы можно было идеально подобрать ее параметры, не используя при этом дополнительных усиливающих элементов, необходимо, чтобы звукоизолирующая панель не передавала усилия от двигателя к летательному аппарату. Кроме того, конструкции звукоизолирующей панели и охватывающего элемента не должны испытывать слишком сильного воздействия в случае разрыва трубопроводов двигателя.

Для решения вышеуказанных задач согласно изобретению предложена гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащая переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, снабженную средствами подвески к пилону, выполненному с возможностью крепления к неподвижному элементу летательного аппарата, причем указанная задняя секция содержит несущий каркас, на котором установлена по меньшей мере одна панель, служащая для придания лучших аэродинамических свойств и обеспечения звукоизоляции, причем указанная звукоизолирующая панель закреплена на несущем каркасе с помощью средств нежесткого или упругого крепления с обеспечением возможности деформации звукоизолирующей панели, по существу, в центробежном радиальном направлении относительно турбореактивного двигателя при наличии в двигательном отсеке воздуха с избыточным давлением. В результате звукоизолирующая панель не будет передавать усилия, возникающие в турбореактивном двигателе, на неподвижный элемент летательного аппарата.

Указанные средства крепления могут содержать гайку, расположенную напротив отверстия, выполненного в несущем каркасе, и выполненную с возможностью вмещать и удерживать хвостовик винта, установленного в усиливающей втулке, помещенной в отверстие, выполненное в звукоизолирующей панели.

В соответствии с одним из вариантов осуществления, усиливающая втулка приходит в прямое соприкосновение с несущим каркасом, а винт установлен в усиливающей втулке с небольшим зазором и имеет головку неконической формы, что позволяет получить нежесткое крепление звукоизолирующей панели на несущем каркасе.

В соответствии с другим вариантом осуществления усиливающая втулка связана с упругим кольцом, которое приходит в соприкосновение с несущим каркасом.

В соответствии с еще одним вариантом осуществления указанная гайка содержит основной элемент, прикрепленный к несущему каркасу и снабженный гнездом, в котором установлена указанная гайка с возможностью поступательного перемещения вдоль оси указанного отверстия в несущем каркасе, причем в этом гнезде предусмотрена возвратная пружина для возврата собственно гайки в исходное положение на некотором расстоянии от несущего каркаса. Благодаря этим мерам удается путем изменения жесткости пружины или силы зажатия винта регулировать крепление панели на каркасе, с тем чтобы в случае необходимости можно было устранить избыточное внутреннее давление воздуха.

Звукоизолирующая панель может быть выполнена цельной или состоящей из нескольких элементов, включая вариант подгонки панели к неподвижному внутреннему элементу, имеющему разветвления, или ее применение в конструкции типа O-duct .

В соответствии с одним из возможных вариантов осуществления предусмотрен теплозащитный мат, помещенный между несущим каркасом и звукоизолирующей панелью и установленный на звукоизолирующей панели посредством удерживающих элементов. Таким образом, звукоизолирующая панель содержит свои собственные теплозащитные средства.

Звукоизолирующая панель может иметь по меньшей мере две продольных прорези для сброса воздуха, создающего в гондоле избыточное давление. В этом случае теплозащитный мат может содержать рядом с прорезями для выброса воздуха плиточное покрытие, обеспечивающее возможность деформирования панели без нарушения тепловой защиты.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения панель может содержать по меньшей мере один смотровой люк с прямолинейными или дугообразными вырезами. С вырезами смотрового люка (смотровых люков) могут быть связаны, например, периферийные уплотнения.

Ниже изобретение пояснено более подробно со ссылками на приложенные чертежи, на которых:

- на фиг.1 (уже упоминавшейся выше) схематически в аксонометрии показана гондола, известная из уровня техники;

- на фиг.2 (также уже упоминавшейся выше) схематически в аксонометрии показана та же гондола с другой точки наблюдения;

- на фиг.3 показан частичный продольный разрез гондолы согласно одному из примеров осуществления изобретения, иллюстрирующий поведение конструкции звукоизолирующей панели в случае разрыва трубопроводов двигателя;

- на фиг.4-6 в аксонометрии показаны аналогичные друг другу виды, иллюстрирующие первый, второй и третий варианты осуществления указанной звукоизолирующей панели;

- на фиг.7 показан вид в разрезе по линии VII-VII, показанной на фиг.6;

- на фиг.8, 9, 10 и 11а показаны аналогичные друг другу виды в разрезе по линии VIII-VIII, показанной на фиг.4, иллюстрирующие первый, второй, третий и четвертый варианты осуществления устройства крепления звукоизолирующей панели на несущем каркасе гондолы;

- на фиг.11b, 12 и 13 показаны три рабочие конфигурации пятого варианта осуществления устройства крепления, аналогичного показанному на фиг.11а;

- на фиг.14 показан вид в разрезе по линии XIV-XIV, показанной на фиг.5;

- на фиг.15 и 16 показаны виды по стрелке XV, показанной на фиг.14, иллюстрирующие два примера выреза смотрового люка в звукоизолирующей панели.

Некоторые из элементов, показанных на фиг.3-16, аналогичны тем, которые показаны на фиг.1 и 2, поэтому они обозначены теми же цифровыми позициями. Предлагаемая гондола отличается от показанной на фиг.1 и 2, главным образом, тем, что звукоизолирующая панель 21 закреплена на несущем каркасе 18 с помощью средств нежесткого или упругого крепления.

В случае разрыва, например, трубопроводов двигателя 7 (как показано на фиг.3) на панель 21 воздействует равномерное давление 3 по всему внутреннему пространству ее конструкции. В результате, благодаря наличию средств нежесткого или упругого крепления данной панели на несущем каркасе 18 она претерпевает деформацию, по существу, в центробежном радиальном направлении 31, совпадающем с направлением расширения ее внутреннего объема. Это обеспечивает возможность отвода воздуха 30, создающего избыточное давление в двигательном отсеке через заднюю часть панели 21 без повреждения при этом конструкции гондолы 1 и двигателя 7. Таким образом, панель 21 не участвует в передаче усилий, возникающих в турбореактивном двигателе 7, на неподвижный элемент 2 летательного аппарата. Переднее крепление панели 21 к конструкции двигателя 7 остается достаточно компактным для того, чтобы не выпустить поступающий от вентилятора воздух 17 в двигательный отсек и не усилить неблагоприятный эффект, обусловленный повышением давления.

На фиг.4-7 представлены примеры выполнения звукоизолирующей панели 21, в соответствии с которыми она состоит из центрального кожуха и вертикальных панелей, верхней и нижней. Можно также предусмотреть выполнение звукоизолирующей панели в виде одного только кожуха или же кожуха, соединенного только с одной панелью - верхней или нижней.

Линии 32 крепления панели 21 по фиг.4 расположены напротив несущих элементов каркаса 18. Количество и размещение креплений определяют на основе требований к размерам и геометрическим параметрам всей конструкции.

Для обеспечения быстрого и целенаправленного техобслуживания двигателя 7 предусмотрен съемный смотровой люк 33, образующий переднюю часть панели 21. Этот люк 33 располагается в подлежащей контролю зоне двигателя 7.

Показанная на фиг.5 звукоизолирующая панель 21 содержит находящийся в задней зоне смотровой люк 34, который может служить в качестве люка сброса избыточного давления и снабжен для этой цели более упругими креплениями, чем те, которые используются для остальной части звукоизолирующей панели 21, что способствует выпуску воздуха в этой зоне.

На фиг.6 показана звукоизолирующая панель 21, имеющая в задней части две продольные прорези 35, служащие для отвода воздуха, создающего избыточное давление в гондоле. На концах этих прорезей предусмотрены средства предотвращения растрескивания. Место выполнения и ориентация этих прорезей определяются на усмотрение специалистов, при этом не обязательно, чтобы они проходили в зону несущих элементов каркаса 18.

На фиг.7 иллюстрируется один из примеров выполнения прорези 35. С ней связано уплотнение 36. Предусмотрен теплозащитный мат 37, который помещен между несущим каркасом 18 и звукоизолирующей панелью 21 и установлен на этой панели 21. Этот мат 37 снабжен, рядом с прорезью 35 для отвода воздуха, плиточным покрытием 38, которое обеспечивает возможность локальной деформации панели 21 без нарушения при этом тепловой защиты. Таким образом, достаточно предусмотреть упругие крепления за прорезями 35, чтобы добиться раскрытия, благодаря деформации в направлении 31, участка, ограниченного двумя прорезями 35 в панели 21.

На фиг.8 показано устройство упругого крепления звукоизолирующей панели 21 на каркасе 18. В этом примере не требуется тепловой защиты для звукоизолирующей панели 21, так как панель выполнена из титана.

Указанное устройство упругого крепления содержит гайку 43, закрепленную напротив отверстия в несущем каркасе 18 и выполненную с возможностью вмещать и удерживать хвостовик винта 41, установленный в усиливающей втулке 40, помещенной в отверстие, выполненное в звукоизолирующей панели 21. Усиливающая втулка 40 связана с шайбой 42, выполненной из эластомерного материала и расположенной между панелью 21 и несущим каркасом.

Усиливающая втулка 40 позволяет предотвратить ситуацию, при которой винт 41 может раздробить внутреннюю структуру панели 21. Можно также встроить втулку 40 в саму конструкцию панели 21 с помощью специального «ячеистого» наполнителя, из которого образована панель 21.

На фиг.9 показан второй пример выполнения устройства крепления звукоизолирующей панели 21 на каркасе 18. Так же как и в варианте, представленном на фиг.8, устройство крепления содержит гайку 43, закрепленную напротив отверстия в несущем каркасе 18 и выполненную с возможностью вмещать и удерживать хвостовик винта 54, установленного в усиливающей втулке 45, помещенной в отверстие, выполненное в звукоизолирующей панели 21. Однако в данном примере винт 54 установлен в усиливающей втулке 45 с небольшим зазором и имеет головку неконической формы, что позволяет получить неупругое нежесткое крепление звукоизолирующей панели 21 на несущем каркасе 18.

Такое крепление можно применить в тех случаях, когда для звукоизолирующей панели не требуется тепловой защиты или когда необходима тепловая защита, обеспечиваемая алюминиевой панелью 37.

В этом примере втулка 45 не связана с каким-либо упругим элементом, а приходит в прямое соприкосновение с каркасом 18. В теплозащитном мате 37 выполнена кольцевая выемка вокруг этой втулки 45, и в эту выемку помещена зубчатая пружинная шайба 44, обеспечивающая удержание мата 37 на панели 21.

Устройство упругого крепления, показанное на фиг.10, отличается от рассмотренного ранее тем, что усиливающая втулка 46 имеет на одном из своих концов один или несколько выступов для удержания упругого кольца 47, помещенного между панелью 21 и несущим каркасом 18. Кроме того, это упругое кольцо 47 имеет кольцевой буртик, удерживающий мат 37 прижатым к панели 21.

На фиг.11а, 11b, 12 и 13 представлено другое устройство упругого крепления, содержащее гаечный узел, основной элемент 50 которого прикреплен к несущему каркасу 18 напротив выполненного в нем отверстия. Основной элемент 50 содержит гнездо, в котором установлена собственно гайка 48а или 48b с возможностью поступательного перемещения вдоль оси отверстия, выполненного в несущем каркасе 18. В этом гнезде помещена возвратная пружина 49 для возврата гайки 48а или 48b в исходное положение (см. фиг.11а и 11b) на некотором расстоянии от несущего каркаса 18.

Как и в вышеописанных примерах, гайка 48а или 48b выполнена с возможностью вмещать и удерживать хвостовик винта 41, установленного в усиливающей втулке 47, помещенной в отверстие, выполненное в звукоизолирующей панели 21. В данном примере усиливающая втулка 47 встроена в звукоизолирующую панель 21. В зависимости от жесткости пружины 49 можно достичь большей (например, перед панелью 21) или меньшей (например, за панелью 21) устойчивости описанного гаечного узла.

Как видно на фиг.11а, в гайку 48а встроен упор для зажатия винта 41. Чтобы убедиться в надежности установки, достаточно лишь осуществить зажатие до получения контакта. Для обеспечения необходимого дифференциального натяжения можно выполнить пружину 49 с несколькими степенями жесткости или использовать гайки 53 с разными длинами.

Как показано на фиг.11b, гайка 48b не имеет упора для зажатия винта 41. Установка винта 41 путем регулирования крутящего момента затяжки позволяет создать большее или меньшее натяжение пружины 49 в исходном положении, обеспечивая таким образом дифференциальное перемещение панели 21 под давлением.

При наличии избыточного давления звукоизолирующая панель 21, испытывающая действие давления воздуха в направлении, указанном на фиг.12 и 13 стрелками 3, отодвигается от каркаса 18, а гайка 48b, оттягиваемая винтом 41, скользит в своем гнезде, выполненном в основном элементе 50, преодолевая возвратное действие пружины 49.

На фиг.14 показана зона соединения между панелью 21 и ее смотровым люком 34. Между несущим каркасом 18 и теплозащитным матом 37, по обе стороны от указанной зоны соединения, установлены два периферийных уплотнения 51, предназначенных для изоляции этой зоны от воздушного потока 17, поступающего от вентилятора двигателя 7.

Как видно на фиг.15 и 16, выполненные в смотровом люке 34 панели 21 вырезы 52 или 53 могут быть либо прямолинейными 52, с функциональным монтажным зазором, либо дугообразными 53 с целью оптимизации ширины каркаса 18.

Хотя выше изобретение было описано применительно к отдельным примерам его осуществления, очевидно, что оно не ограничивается ими и охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств, а также их различные комбинации, при условии сохранения объема изобретения.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (7), содержащая переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя (7), и заднюю секцию, снабженную средствами (23) соединения с пилоном (15), выполненным с возможностью крепления к неподвижному элементу (2) летательного аппарата, причем указанная задняя секция содержит несущий каркас (18), на котором установлена по меньшей мере одна панель (21), обеспечивающая аэродинамические свойства и звукоизоляцию, отличающаяся тем, что указанная звукоизолирующая панель (21) закреплена на несущем каркасе (18) с помощью средств нежесткого или упругого крепления с обеспечением возможности деформации звукоизолирующей панели (21), по существу, в центробежном радиальном направлении (31) относительно турбореактивного двигателя (7) при наличии в двигательном отсеке воздуха (3), создающего избыточное давление.

2. Гондола (1) по п.1, отличающаяся тем, что указанные средства крепления содержат гайку (43; 48а; 48b), расположенную напротив отверстия в несущем каркасе (18), выполненную с возможностью вмещения и удержания хвостовика винта (41; 54), установленного в усиливающей втулке (40; 45; 46; 47), помещенной в отверстие, выполненное в звукоизолирующей панели (21).

3. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что усиливающая втулка (45) приходит в прямое соприкосновение с несущим каркасом (18), и тем, что винт (54) установлен в усиливающей втулке (45) с небольшим зазором и имеет головку неконической формы, что позволяет получить нежесткое крепление звукоизолирующей панели (21) на несущем каркасе (18).

4. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что усиливающая втулка (40, 46) связана с упругим кольцом (42; 47), которое приходит в соприкосновение с несущим каркасом (18).

5. Гондола (1) по п.2, отличающаяся тем, что указанная гайка содержит основной элемент (50), прикрепленный к несущему каркасу (18) и снабженный гнездом, в котором установлена собственно гайка (48а, 48b) с возможностью поступательного перемещения вдоль оси указанного отверстия в несущем каркасе (18), причем в указанном гнезде предусмотрена возвратная пружина (49) для возврата гайки (48а, 48b) в исходное положение на расстоянии от несущего каркаса (18).

6. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что предусмотрен теплозащитный мат (37), выполненный с возможностью его размещения между несущим каркасом (18) и звукоизолирующей панелью (21) и установленный с помощью удерживающих элементов (44; 47) на звукоизолирующей панели (21).

7. Гондола (1) по любому из пп.1-5, отличающаяся тем, что звукоизолирующая панель (21) имеет по меньшей мере две продольных прорези (35) для выброса воздуха, создающего избыточное давление в гондоле.

8. Гондола (1) по п.6, отличающаяся тем, что теплозащитный мат (37) снабжен рядом с прорезями (35) для выброса воздуха плиточным покрытием (38), обеспечивающим возможность деформирования панели (21) без нарушения тепловой защиты.

9. Гондола (1) по любому из пп.1-5, 8, отличающаяся тем, что панель (21) содержит по меньшей мере один смотровой люк (33, 34) с прямолинейными вырезами (52) или дугообразными вырезами (53).

10. Гондола (1) по п.9, отличающаяся тем, что с вырезами (52; 53) смотрового люка или смотровых люков (33; 34) связаны периферийные уплотнения (51).

www.freepatent.ru

3.6 Расчет Сxamin гондол двигателя

Найдем значение числа Рейнольдса для гондол двигателей:

Re=.

Определим коэффициент сопротивления плоской пластинки, при x(t)=0:

2СF=0,005,

СF=0,0025.

Сопротивление гондол двигателей можно определить по формуле:

=0,00252,21,25=0,036,

где ηс(λГД)=ηс(1,2)=2,2 - коэффициент, учитывающий влияние удлинения гондолы,

ηm(λнчГД,M)= ηm(0,77;0,7)=1,25 - коэффициент, учитывающий влияние сжимаемости,

=0,01..0,02.

3.7 Расчет Сxamin пилонов двигателя

Величина Сxamin пилонов двигателей также зависит от числа Рейнольдса:

Re=.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки: 2СF=0,0049.

Коэффициент профильного сопротивления пилонов двигателей определим по формуле:

CхарПД=2СF.

3.8 Расчет Сxamin законцовок крыла

Величина Сxamin законцовок крыла также зависит от числа Рейнольдса:

Re=.

Определим точку перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный по формуле:

, для этого найдем значение величины n:

n=

тогда 0,15.

Определим коэффициент удвоенного сопротивления плоской пластинки:

2СF=0,0059.

Коэффициент профильного сопротивления законцовок крыла определим по формуле:

CхарЗК=2СF.

Определим коэффициент сопротивления законцовок крыла:

Сxamin ЗК= Схар ЗК =0,0085.

3.8 Сводка лобовых сопротивлений

Для подсчета общего сопротивления самолета сведем сопротивления отдельных частей ЛА в таблицу 1:

Название части ЛА

Количество,

n

Площадь в плане или миделя Si, м2

Сxa i

Крыло

1

356,2

0,0087

3,0989

ГО

1

56,74

0,009

0,5107

ВО

1

50,5

0,008

0,404

Фюзеляж

1

28,9

0,099

2,8611

ГД

2

11,64

0,036

0,838

ПД

2

14

0,0058

0,1624

Зак.крыла

2

2,86

0,0023

0,0132

7,8883

Таблица 1-Сводка лобовых сопротивлений

Определим коэффициент сопротивления всего самолета:

Сxamin=

3.9 Построение докритической поляры

Докритическая поляра строится по уравнению:

, где - коэффициент минимального сопротивления самолета,

=0,1 - коэффициент подъемной силы, соответствующий ,

=8,06 - эффективное удлинение крыла.

Таблица 2 – Координаты построения полетной докритической поляры

Cya

Cxa

0

0.019395126

0.1

0.019

0.2

0.019395126

0.3

0.020580503

0.4

0.022556132

0.5

0.025322012

0.6

0.028878143

0.7

0.033224526

0.8

0.038361161

0.9

0.044288047

1

0.051005184

Рисунок 1 - График полетной докритической поляры

4 Расчет семейства закритических поляр

При >возникает дополнительное волновое сопротивление, обусловленное появлением в потоке, обтекающем самолет, скачков уплотнения. Общее сопротивление самолета является суммой сопротивлений, соответствующих докритическим скоростям полета и волновых:

,

где B= – отвал поляры,иопределяется ранее.

Коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета вычисляют по приближенной формуле:

,

где - коэффициент волнового сопротивления крыла при Сya=0, который находят по формуле:

.

-коэффициенты волнового сопротивления фюзеляжа гондол двигателей соответственно, n-число гондол двигателей;

и –коэффициенты волнового сопротивления прямого и скользящего крыла,=0,81 – относительная площадь скользящей части крыла.

;

.

Расчет Cxaвокр приводится в таблице 3:

М

Мэ

Схавопр

Схавоск

Схавокр

0.7

0.595

0

0

0

0.75

0.6375

0

0

0

0.8

0.68

0.008

0

0.0008

0.85

0.7225

0.02

0

0.0019

0.9

0.765

0.035

0.003

0.005

0.95

0.8075

0.057

0.012

0.0121

Таблица 3

Коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа высчитывается по формуле:

;

=– максимальный коэффициент волнового сопротивления фюзеляжа для М1,2.

Величину снимают с графика как функцию переменной.

Расчеты приведены в таблице 4:

М

Схавф

0.7

0

0

0.75

0

0

0.8

0

0

0.85

0

0

0.9

0

0

0.95

0,004381

0.01152

Таблица 4

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей рассчитывают так же, как и Cxaвф, для фиктивного тела вращения, схема построения которого показана в приложении:

LГД= 7,45 м – длина гондолы;

L’ф=7,4 м – длина фиктивного тела вращения;

D’ф =1,5 м – диаметр фиктивного тела вращения;

Тогда площадь миделя фиктивного тела вращения:

м2.

Относительное удлинение фиктивного тела вращения:

λ’ф;

Относительное удлинение хвостовой части фиктивного тела вращения:

;

Площадь омываемой поверхности фиктивного тела вращения:

м2;

Коэффициент волнового сопротивления гондол двигателей:

;

.

Величину снимают с графика как функцию переменной:

.

.

Расчеты приедены в таблице 5:

М

ϰ

Схавгд

0.7

0,08525

0,01989

0.75

0,17673

0,03393

0.8

0.2682

0.05616

0.85

0.35968

0.07371

0.9

0.45115

0,08775

0.95

0.54263

0.09945

Таблица 5

Получаем коэффициент пассивного волнового сопротивления самолета:

Таблица 6 – Лобовое сопротивления при нулевой подъемной силе

Вычисляемые величины

0,7

0,75

0,8

0,85

0,9

0,95

Cxa во пр

0

0

0,008

0,02

0,041

0,065

Cxa во ск

0

0

0

0

0,003

0,012

Cxa во кр

0

0

0.0008

0.0019

0,005

0.0121

ϰф

0

0

0

0

0

0,004381

f(ϰф)

0

0

0

0

0

0,005

Cxa в ф

0

0

0

0

0

0.01152

ϰгд

0,08525

0,17673

0.2682

0.35968

0.45115

0.54263

f(ϰгд)

0,18

0,38

0,49

0,65

0,76

0,84

Cxa в гд

0,01989

0,03393

0.05616

0.07371

0,08775

0.09945

Cxa в о

0,00016

0,00028

0,00173

0,00329

0,00739

0,01746

Cxa о

0,01916

0,01928

0,02049

0,0221

0,0262

0,03627

Индуктивно-волновое сопротивление вычисляют по формуле:

Увеличение отвала поляры рассчитывают следующим образом:

и (,,,

Величина отвала поляр вычисляется по формуле:

Расчеты оформлены в таблице 7.

Таблица 7- Расчет отвала поляры при закритических числах Маха

B

M=0,7

0

0

0

0

0

0,039513

Mэ=0,595

0,2

0,230947

0

0

0

0,039513

0,3

0,34642

0

0

0

0,039513

0,4

0,461894

0,02

0

0,002533

0,042046

0,5

0,577367

0,05

0,005

0,010252

0,049765

0,6

0,692841

0,07

0,025

0,02846

0,067973

M=0,75

0

0

0

0

0

0,039513

Mэ =0,6375

0,2

0,230947

0,01

0

0,001267

0,04078

0,3

0,34642

0,03

0

0,0038

0,043313

0,4

0,461894

0,035

0,02

0,020108

0,059621

0,5

0,577367

0,04

0,03

0,028579

0,068092

0,6

0,692841

0,05

0,04

0,037683

0,077196

M=0,8

0

0

0,01

0

0,001267

0,04078

Mэ=0,68

0,2

0,230947

0,025

0

0,003167

0,04268

0,3

0,34642

0,04

0

0,005067

0,04458

0,4

0,461894

0,05

0,02

0,022008

0,061521

0,5

0,577367

0,06

0,03

0,031112

0,070625

0,6

0,692841

0,07

0,04

0,040216

0,079729

М=0,85

0

0

0,03

0

0,0038

0,043313

Mэ=0,7225

0,2

0,230947

0,045

0,01

0,013538

0,053051

0,3

0,34642

0,055

0,02

0,022642

0,062155

0,4

0,461894

0,06

0,045

0,042868

0,082381

0,5

0,577367

0,07

0,05

0,048054

0,087567

0,6

0,692841

0,08

0,06

0,057158

0,096671

M=0,9

0

0

0,06

0,01

0,015438

0,054951

Mэ=0,765

0,2

0,230947

0,07

0,02

0,024542

0,064055

0,3

0,34642

0,075

0,03

0,033012

0,072525

0,4

0,461894

0,08

0,045

0,0455402

0,085053

0,5

0,577367

0,09

0,06

0,058424

0,097937

0,6

0,692841

0,095

0,07

0,066895

0,106408

M=0,95

0

0

0,07

0,025

0,02846

0,067973

Mэ=0,8075

0,2

0,230947

0,06

0,04

0,03895

0,078463

0,3

0,34642

0,09

0,05

0,050587

0,0901

0,4

0,461894

0,1

0,06

0,059691

0,099204

0,5

0,5773367

0,11

0,07

0,068795

0,108308

0,6

0,692841

0,13

0,09

0,087003

0,126516

Лобовое сопротивление самолета при закритических скоростях вычисляется по формуле:

.

Таблица 8 – Сводная таблица лобовых сопротивлений самолета

Число Маха

Коэффициент подъемной силы Сya

0

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

Коэффициент лобового сопротивления Cxa

0.7

0.01916

0.020741

0.022717

0.025887

0.03116

0.04363

0.75

0.01928

0.020911

0.023178

0.028819

0.036303

0.047071

0.8

0.02049

0.022197

0.024502

0.030333

0.038146

0.049792

0.85

0.0221

0.024222

0.027694

0.035281

0.043992

0.056901

0.9

0.0262

0.028762

0.032727

0.039808

0.050684

0.064507

0.95

0.03627

0.03941

0.044379

0.052143

0.063347

0.081816

Рисунок 2 - Сетка закритических поляр

Строим график зависимости лобового сопротивления Сха от числа Маха при нулевой подъемной силе (рисунок 3).

Рисунок 3 - Зависимость лобового сопротивления Сха от числа Маха

Таблица 9 - Зависимость отвала поляры В от числа Маха при Сya=0,3

М

В

0.7

0.039513

0.75

0.043313

0.8

0.04458

0.85

0.062216

0.9

0.072525

0.95

0.0901

Рисунок 4 - График зависимости В от М при Сy=0,3

Зависимость качества самолета К от числа Маха при Сya=0,3 приведена в таблице 10:

М

К

0.7

13.2059691

0.75

12.94330831

0.8

12.24389846

0.85

10.83267134

0.9

9.166743056

0.95

6.759954032

Таблица 10

Рисунок 5 - Зависимость качества самолета К от числа Маха при Сya=0,3

studfiles.net

Гондола реактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью. Гондола содержит стенку, концентрически окружающую, по меньшей мере частично, реактивный двигатель, и образующую с последним кольцевой канал внутреннего потока газа. Кольцевой канал имеет на конце, называемом выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока. Также гондола содержит средства перемещения по продольной оси, по команде, части стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока. Это продольное перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие, имеющее продольный размер, через которое радиально естественным образом выходит часть внутреннего потока, называемого потоком утечки, а другая часть внутреннего потока, направляемая стенкой гондолы, содействует тяге реактивного двигателя. Гондола содержит устройство для образования газового барьера, который простирается, по меньшей мере, по части продольного размера упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия. Газовый барьер противодействует таким образом естественному выходу через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие, по меньшей мере, части потока утечки. Изобретение позволяет увеличить тягу реактивного двигателя. 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Изобретение относится к гондоле реактивного двигателя летательного аппарата, снабженной системой с регулируемым соплом.

Первоначально системы с регулируемым соплом были разработаны для использования в военной авиации.

Эти системы позволяют значительно улучшить термодинамические характеристики турбомашины.

Турбомашины, установленные на пассажирских самолетах, обычно не снабжены системой с регулируемым соплом.

Действительно, традиционные системы с регулируемым соплом приводят к весьма значительным размерным ограничениям, которые непосредственно связаны с периметром сопла, сечение которого должно быть изменяемым.

Однако турбомашины, которыми оборудованы пассажирские самолеты, характеризуются повышенной степенью двухконтурности, составляющей, по существу, от 4 до 8, что приводит к относительно большим диаметрам сопла.

По этой причине встраивание в пассажирские самолеты традиционных систем с регулируемым соплом может вызвать значительное повышение сложности и массы гондолы реактивного двигателя при ухудшении аэродинамических качеств силовой установки, что не является приемлемым.

Документ FR 1479705 описывает гондолу реактивного двигателя летательного аппарата, содержащую стенку гондолы, концентрически окружающую реактивный двигатель и образующую с последним кольцевой канал (26) внутреннего потока газа.

Стенка гондолы содержит неподвижную входную часть стенки и подвижную под действием силовых цилиндров выходную часть стенки.

При перемещении подвижной выходной части между двумя частями стенки образуются отверстия, и кольцевое сопло, выполненное на внутренней периферии кольцевого канала, нагнетает воздух, отклоняющий воздух, идущий от вентилятора, через созданные таким образом отверстия для содействия реверсирования тяги.

Объектом настоящего изобретения является гондола реактивного двигателя летательного аппарата с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель по продольной оси, при этом гондола содержит стенку, концентрически окружающую, по меньшей мере, частично, реактивный двигатель, и образует с последним кольцевой канал для внутреннего потока газа, имеющий на конце, называемым выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока, отличающаяся тем, что гондола содержит средства перемещения, по команде, части стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока, причем это перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие продольного расширения, при этом гондола содержит устройство для образования газового барьера (fi), который простирается, по меньшей мере, по части продольного расширения, по меньшей мере, одного упомянутого отверстия для противодействия естественному выходу наружу через, по меньшей мере, одно упомянутое отверстие части потока, называемого потоком утечки.

Изменяя проходное сечение выхода потока перемещением части стенки гондолы, легко и просто изготавливают сопло с регулируемым сечением для турбомашины с высокой степенью двухконтурности, даже с очень высокой степенью двухконтурности.

Кроме того, газовое устройство позволяет простым образом ограничить и даже перекрыть естественный проход части внутреннего потока (утечку) через одно или несколько отверстий, выполненных в стенке. Действительно, устройство создает в одном или в нескольких отверстиях, или вблизи входа к последнему(им) препятствие в форме контролируемой циркуляции газа. Этот газовый экран простирается вдоль продольного расширения отверстия или отверстий. Наличие этого газового препятствия направляет, таким образом, внутренний газовый поток в кольцевой канал.

Поток утечки не может, таким образом, появиться, выходя из гондолы через одно или несколько созданных отверстий (за исключением, во всяком случае, при определенных обстоятельствах весьма незначительной части потока). Так, благодаря изобретению почти весь внутренний поток газа участвует непосредственно в создании тяги реактивного двигателя. Изобретение позволяет, таким образом, повысить эффективность реактивного двигателя, оборудованного системой с регулируемым соплом, по сравнению с реактивным двигателем, оборудованным системой с регулируемым соплом, в которой весь поток утечки выходил бы через одно или несколько отверстий, созданных механизмом регулируемого сопла.

Мешая практически полностью возникновению этого потока утечки, значительно уменьшают аэродинамические потери по сравнению с реактивным двигателем, который был бы оборудован только системой с регулируемым соплом без газового барьера: явления турбулентности почти исключаются, вследствие чего уменьшается лобовое сопротивление. Таким образом, улучшаются аэродинамические характеристики силовой установки.

В турбомашине с высокой степенью двухконтурности диаметр вентилятора является весьма значительным, так что возможное изменение проходного сечения выхода потока является достаточно важным для оказания значительного влияния на работу вентилятора. Эффективность двигательной системы, таким образом, увеличивается в процессе каждой фазы полета.

Кроме того, адаптация системы с регулируемым соплом к турбомашинам, установленным на пассажирских самолетах, в фазах полета с низкой скоростью (взлет, заход на посадку и приземление) позволит уменьшить скорости выброса воздуха из турбомашины, уменьшая настолько же сопутствующее звуковое излучение. Это преимущество является определяющим параметром в современном авиационном контексте, где акустические ограничения становятся все более строгими в отношении пассажирских самолетов.

Система с регулируемым соплом, таким образом, имеет явные преимущества в области аэродинамических и термодинамических характеристик, когда она встроена в турбомашину с высокой и даже очень высокой степенью двухконтурности.

В соответствии с отличительным признаком устройство для образования газового барьера содержит средства для нагнетания газа с высокой энергией под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

Это газовое устройство, простое и эффективное, использует неподвижные средства для нагнетания газа и используемая энергия может происходить из самой гондолы (например, воздух под давлением, выходящий из реактивного двигателя).

По меньшей мере, один из термодинамических или аэродинамических параметров нагнетаемого газа позволяет контролировать направление, заданное потоку нагнетаемого газа и количество этого потока.

Следует отметить, что один или несколько одинаковых термодинамических и аэродинамических параметров могут быть использованы для контроля как ориентации потока нагнетаемого газа, так и его количества.

Обычно эффективность газового индуктора (процентное отношение контролируемых утечек по отношению к общим утечкам без газового устройства) зависит от аэродинамических (скорость, степень турбулентности и т.д.) и термодинамических (давление, температура, расход) свойств нагнетаемого газа с высокой энергией.

В соответствии с вариантом осуществления гондола содержит также газовое устройство для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие.

Гондола содержит, таким образом, два газовых устройства с различным и неодновременным функционированием: одно - для противодействия проходу всего или части потока утечки через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие и другое - для отбора контролируемым образом количества внутреннего потока и его удаления в контролируемом направлении (к входной части, поперечно или к выходной части).

В соответствии с отличительным признаком газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

В соответствии с отличительным признаком средства для нагнетания установлены со стороны входа и/или выхода упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком средства для нагнетания установлены на внутренней поверхности и/или внешней поверхности стенки гондолы, которая ограничивает кольцевой канал по его внешней периферии.

Когда средства для нагнетания установлены на внутренней поверхности и на внешней поверхности стенки гондолы, то, таким образом, располагают двойной контролируемой циркуляцией газа: контролируемая циркуляция благодаря газу, нагнетаемому с внешней поверхности стенки для образования газового препятствия в одном или нескольких отверстиях, и контролируемая циркуляция благодаря газу, нагнетаемому с внутренней поверхности для реализации газовой системы инверсии тяги.

Следует, однако, отметить, что вторая контролируемая циркуляция, действующая с внутренней поверхности стенки, может быть также использована для образования газового препятствия под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

В соответствии с отличительным признаком устройство для образования газового барьера содержит, по меньшей мере, один подвижный элемент отклонения нагнетаемого газа, который расположен смежно со средствами нагнетания, установленными на внутренней поверхности стенки гондолы, по меньшей мере, частично, в упомянутом, по меньшей мере, одном отверстии.

Элемент отклонения служит для отклонения в сторону потока нагнетаемого газа для того, чтобы придать ему направление, по существу, параллельное внутренней поверхности стенки. Без этого элемента, отдельного от стенки, нагнетаемый поток газа прижимался бы к поверхности касательной к открытому концу средств для нагнетания.

Газ, нагнетаемый и ориентируемый контролируемым образом, образует газовый барьер, который протекает по периферии внутреннего потока под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

В особенности газ нагнетается из зоны, размещенной на входе, упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком упомянутый, по меньшей мере, один элемент отклонения закрывает так называемую входную зону упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, оставляя свободной так называемую выходную зону отверстия.

Поток газа, нагнетаемый и отклоняемый, таким образом, в сторону элементом отклонения, следует по траектории, которая является, по существу, параллельной этому элементу и циркулирует под прямым углом к входной зоне отверстия, то есть вдоль элемента отклонения и вдоль выходной зоны отверстия для того, чтобы скрыть эту зону от внутреннего потока.

В соответствии с отличительным признаком упомянутый, по меньшей мере, один элемент отклонения выполнен с возможностью размещения в выемке подвижной части стенки гондолы.

Такое расположение позволяет получить в сложенном положении внутренние аэродинамические линии гондолы, которые ограничивают аэродинамическое лобовое сопротивление силовой установки.

Когда средства для нагнетания размещены на выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, эти средства для нагнетания установлены, например, на внешней поверхности стенки гондолы и выполнены с возможностью создания газового барьера по продольному расширению упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия.

В соответствии с отличительным признаком газовое устройство содержит, по меньшей мере, одно сопло нагнетания газа с высокой энергией.

В соответствии с отличительным признаком упомянутое, по меньшей мере, одно сопло нагнетания имеет кольцевую или полукольцевую форму.

В соответствии с отличительным признаком упомянутое, по меньшей мере, одно сопло нагнетания сообщается с каналом подвода газа, который, по меньшей мере, частично, выполнен в стенке гондолы.

В соответствии с отличительным признаком нагнетание газа осуществляется непрерывным или пульсирующим образом.

В соответствии с отличительным признаком устройство содержит искривленную поверхность, выполненную по касательной к открытому концу средств для нагнетания таким образом, чтобы направлять нагнетаемый поток, по меньшей мере, к одному отверстию.

Искривленная поверхность (выпуклая) позволяет отклонить в сторону струю газа с высокой энергией, которая нагнетается по касательной к этой поверхности.

Следует отметить, что когда средства для нагнетания размещены на внешней поверхности стенки гондолы, газ нагнетается в кольцевой канал таким образом, чтобы блокировать проход всему или части потока утечки.

В соответствии с отличительным признаком внутри кольцевого канала реактивный двигатель имеет внешнюю поверхность, и перемещаемая часть стенки гондолы имеет внутреннюю поверхность, которые взаимодействуют одна с другой для того, чтобы вызвать изменение проходного сечения выхода потока, когда упомянутая часть стенки перемещена.

В соответствии с отличительным признаком перемещаемая часть стенки гондолы является выходной частью этой стенки, которая включает заднюю кромку последней и которая способна перемещаться продольно вдоль кольцевого канала путем поступательного движения к выходной части между первым положением, в котором отверстие не образовано и вторым положением, в котором образовано одно или несколько отверстий.

Система с перемещаемым соплом является системой, создающей меньшие трудности при встраивании в реактивный двигатель с большой степенью двухконтурности в том, что касается сложности, массы и аэродинамического лобового сопротивления. Действительно, при использовании этой системы кинематика сопла сводится к простому поступательному движению по оси реактивного двигателя задней части гондолы. Кроме того, внешние и внутренние относительно гондолы аэродинамические потоки испытывают лишь небольшие пертурбации в ее сложенном положении.

Объектом изобретения является также летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, две гондолы реактивного двигателя, при этом каждая гондола соответствует, по меньшей мере, одному из аспектов кратко описанной выше гондолы.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, приведенным только в качестве примера и не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг.1 схематично изображает общий вид летательного аппарата по изобретению;

- фиг.2 схематично изображает вид в продольном разрезе гондолы летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения;

- фиг.3 схематично изображает частично увеличенный вид газового устройства по фиг.2;

- фиг.4 и 5 изображают частичные виды механизма перемещения задней части стенки гондолы соответственно в сложенном и вытянутом положениях;

- фиг.6 схематично изображает частичный вид в продольном разрезе (аналогичный виду по фиг.3) стенки гондолы реактивного двигателя летательного аппарата по второму варианту осуществления изобретения;

- фиг.7 изображает другой вариант функционирования варианта осуществления, изображенного на фиг.6;

- фиг.8а, 8b, 8с, 9а, 9b, 9с, 10а, 10b, 10с изображают соответственно несколько различных видов гондолы по третьему варианту осуществления и несколько различных вариантов функционирования гондолы;

- фиг.11 схематично изображает частичный вид в продольном разрезе (аналогичный виду по фиг.6 и 7) стенки гондолы по четвертому варианту осуществления.

Как изображено на фиг.1 и обозначено общим образом позицией 10, коммерческий летательный аппарат (пассажирский самолет) содержит несколько гондол 12 с реактивными двигателями, закрепленных под основным крылом самолета.

На летательном аппарате 10 имеется, например, две гондолы с реактивными двигателями, каждая из которых закреплена на одном из боковых крыльев 11, 13, но в зависимости от модели летательного аппарата на одном и том же крыле могут быть закреплены несколько гондол.

Однако можно представить крепление гондол с реактивным двигателем непосредственно на фюзеляже, либо с обеих сторон фюзеляжа, либо на верхней задней части фюзеляжа.

Как изображено на фиг.2, одна из гондол 12 по изобретению схематично представлена в продольном разрезе.

Реактивный двигатель 14 с продольной осью X, установленный внутри гондолы, содержит турбомашину 16, имеющую на входе с передней стороны (на чертеже слева), вал 18, на котором установлены лопасти 20 вентилятора 22. Турбомашина является двигателем двухконтурного типа и высокой степенью двухконтурности (степень выше или равна 5).

Следует отметить, что изобретение используется равным образом в турбомашинах, имеющих очень высокую степень двухконтурности (близкую к 10).

Гондола 12 окружает упомянутый реактивный двигатель 14 в его передней части, так как его задняя часть выступает из задней части гондолы, как частично изображено на фиг.2.

Точнее говоря, гондола 12 содержит стенку 24, которая концентрически окружает реактивный двигатель таким образом, чтобы образовать с последним кольцевой канал 26, в котором течет газ, который в данном случае является воздухом.

Как изображено на фиг.2, поток воздуха, обозначенный стрелкой F, поступающий на вход гондолы, проникает внутрь последней, и первый поток, называемый первичным потоком, проникает в турбомашину 16 для участия в горении и приводе вала 18 и, следовательно, вентилятора 22 во вращение. Этот первичный поток затем выбрасывается соплом 17 двигателя и, таким образом, обеспечивает часть тяги турбомашины.

Второй поток воздуха, называемый вторичным потоком, приводимый в движение воздушным винтом, проходит по кольцевому каналу 26 и выходит из задней части 26а гондолы, обеспечивая, таким образом, большую часть тяги двигательной системы.

Следует отметить, что стенка 24 гондолы выполнена из двух частей: часть 24а, называемая входной, обеспечивает аэродинамический обтекатель передней части турбомашины, и часть 24b, называемая выходной, включает заднюю кромку стенки гондолы и является подвижной в продольном поступательном движении (в направлении X) относительно первой неподвижной части.

Как изображено на фиг.2, вторая часть 24b, изображенная в верхней части чертежа, в первом положении, называемом сложенным и в котором внутренний поток Fi в кольцевом канале 26 проходит по последнему, будучи направляемым стенкой гондолы до его открытого выходного конца 26а. Это положение используется в фазах полета, когда изобретение не применяется.

Следует отметить, что турбомашина 16 имеет внешнюю поверхность 16а, диаметр которой увеличивается по мере продвижения вдоль канала 26 до выходного конца 26а (верхняя часть фиг.2). Форма внешней поверхности 16а турбомашины приближается к конусной части (форма усеченного конуса), вершина которого направлена к входу.

Внутренняя поверхность выходной части 24b, со своей стороны, выполнена с уменьшающимся диаметром вдоль канала в части, близкой к выходному концу 26а, и до конца. Форма этой части 25 внутренней поверхности приближается к форме конуса с вершиной, направленной к выходу.

Выходная часть 24b стенки гондолы перемещается по команде (например, по сигналу, направляемому из кабины экипажа) путем непрерывного или поступательного движения (например, под действием силовых гидроцилиндров, установленных в части стенки 24а параллельно оси X), из первого сложенного положения во второе так называемое развернутое положение, представленное в нижней части фиг.2.

Во втором развернутом положении в стенке 24 создается радиальное или кольцевое отверстие 28. Это отверстие образуется между входной 24а и выходной 24b частями на внешней периферии кольцевого канала 26 и имеет продольный размер или продольное расширение, параллельное продольной оси X.

Следует отметить, что выходная часть 24b стенки гондолы может быть образована из нескольких полукольцевых частей (в форме частей кольца), соединение которых образует полное кольцо и которые могут перемещаться, каждая, независимо.

Перемещение к выходу каждой полукольцевой части создает, таким образом, разное полукольцевое отверстие в стенке гондолы.

Целью этого перемещения является изменение проходного сечения выхода для потока внутри сопла, образуемого внутренней поверхностью выходной стенки 24b, и внешней поверхностью относительно турбомашины 16.

Так, когда выходная часть 24b переместилась назад (нижняя часть фиг.2), проходное выходное сечение для потока газа на выходном конце 26а увеличено: между частью 25 внутренней поверхности выходной стенки 24b и зоной 16b внешней поверхности турбомашины, размещенной на выходе области максимального диаметра, образована расширяющаяся часть. Отсюда вытекает изменение коэффициента расширения внутреннего потока, которое создает максимальную тягу.

Следует отметить, что входная часть 24а и выходная часть 24b стенки гондолы на уровне их крайних зон, предназначенных для контактирования одна с другой (зона соединения), имеют взаимодополняющие формы для того, чтобы совокупность, образованная обеими частями, была состыкованной, когда они находятся в контакте одна с другой (верхняя часть фиг.2).

Так, обе части 24а и 24b имеют в своих крайних зонах напротив друг друга две соответствующие поверхности с противоположным изгибом: краевая поверхность 24с передней части 24а является выпуклой, тогда как краевая поверхность 24d задней части 24b является вогнутой (фиг.2 и 3).

Как изображено на нижней части фиг.2 и на фиг.3, когда обе краевые поверхности 24с и 24d разъединены, они образуют отверстие 28.

Краевая поверхность 24d совмещается с внешней поверхностью 24е выходной части 24b на уровне соединения между обеими частями 24а и 24b.

Следует отметить, что задняя часть 24b сужается от краевой поверхности 24d в сторону выхода по мере того, как осуществляется приближение к точке 24е заострения, образующего заднюю кромку.

Впрочем, при отсутствии дополнительного устройства небольшая часть внутреннего потока газа Fi, циркулирующего в канале 26, могла бы выходить, естественным образом, радиально через отверстие 28.

Это фракция потока называется потоком утечки.

Газовое устройство 30 предусмотрено в стенке гондолы для образования газового препятствия, предназначенного для полного или частичного противодействия этому потоку утечки.

Как изображено на фиг.2 (и более детально на фиг.3), газовое устройство 30 размещено, например, в неподвижной части 24а стенки гондолы, то есть перед отверстием 28, и на уровне зоны соединения между частями 24а и 24b.

Устройство 30 размещено на внешней поверхности 31 входной части 24а стенки гондолы.

Устройство 30 содержит средства, которые позволяют нагнетать под прямым углом к отверстию 28, к кольцевому каналу, газ с высокой энергией, когда один или несколько подвижных элементов гондолы перемещены для осуществления изменения сечения сопла с изменяемым сечением.

Это нагнетание газа осуществляется, по существу, по касательной к внешней поверхности 31 входной части 24а.

Точнее говоря, газовое устройство 30 содержит вблизи краевой поверхности 24 с входной части 24а канал для подвода газа с высокой энергией, которым является, например, воздух под давлением из турбореактивного двигателя.

Этот канал для подвода газа содержит часть, не показанную здесь, которая сообщается с источником воздуха под давлением из турбомашины 16 или вспомогательного пневмогенератора энергии (например, компрессора).

Канал содержит также кольцевую часть 32, частично изображенную в разрезе на фиг.2 и 3. Этот канал 32 размещается на периферии отверстия 28 и выполнен в виде одной или нескольких дуг тора либо полного тора, выполненного на внешней поверхности 31 входной части стенки гондолы.

Газовое устройство 30 содержит, кроме того, одно или несколько сопел 34 нагнетания, которые сообщаются с каналом 32 и открываются на внутренней поверхности 31 там, где начинается краевая поверхность 24с.

Таким образом, в отверстие 28 от входа нагнетают газ с высокой энергией, который образует газовый барьер fi, закрывающий или, во всяком случае, ограничивающий доступ в отверстие внутреннему потоку Fi (фиг.3).

Этот газовый барьер проходит по всему продольному размеру отверстия 28, занимая, таким образом, почти все пространство, куда мог бы направиться поток Fi для утечки через отверстие.

На фиг.3 нагнетаемый газ циркулирует в том же направлении, что и внутренний поток Fi.

Искривленная поверхность 35 размещена на выходе сопла 34 нагнетания по касательной к последнему и образует краевую поверхность 24с. Эта поверхность имеет, например, форму полукруга.

Следует отметить, что когда канал выполнен в виде тороидальных секций (дуг тора) или полного тора, сопло может принимать форму щели и проходить по всей длине секции тора (сопло полукольцевой формы) или полного тора (сопло кольцевой формы).

Для одной и той же секции тора или полного тора возможно также наличие нескольких сопел нагнетания, не соединенных между собой и распределенных по рассматриваемой секции или по тору.

Как изображено на фиг.2 и 3, газ под давлением, подаваемый по каналу 32, вводится в виде струи в отверстие через сопло 34 нагнетания по касательной к внешней поверхности 31.

Нагнетаемая таким образом струя выходит из сопла в заданном направлении по касательной к искривленной поверхности 35, затем принимает форму этой поверхности (фиг.3) в той мере, в какой центробежная сила, которая стремится ее оторвать, уравновешивается разрежением, появляющимся между стенкой и струей.

Как изображено на фиг.3, струя, нагнетаемая сквозь сопло 34 нагнетания, отклоняется в сторону поверхностью 35 в направлении кольцевого канала 26.

Доля энергии газа, нагнетаемого соплом 34 нагнетания, позволяет контролировать направление струи нагнетаемого газа.

Направление струи изменяется в зависимости, по меньшей мере, от одного из термодинамических и аэродинамических параметров газа, а именно, например, давления, и/или температуры, и/или расхода, и/или скорости, и/или степени турбулентности.

Струя газа, нагнетаемая газовым устройством, которая проходит продольно от входа отверстия, позволяет направлять посредством аэродинамической индукции внутренний поток Fi газа на уровень отверстия 28 по существу параллельно внутренней поверхности стенки гондолы, противодействуя появлению потока утечки через отверстие.

Поток Fi направляется, таким образом, своей периферией до открытого края 26а, как если бы не было никакого радиального отверстия в стенке гондолы.

Газовый барьер (контролируемая циркуляция газа) образует, некоторым образом, искусственную стенку в продолжение входной части 24а стенки, которая закрывает отверстие 28.

Таким образом, изобретение позволяет увеличить реактивную тягу прямой струи по сравнению с реактивной тягой прямой струи, которую можно было бы получить с гондолой, снабженной системой с регулируемым соплом без газового барьера.

Этот полезный вклад квазицелостности внутреннего потока Fi в общую величину тяги реактивного двигателя позволяет увеличить общую тяговую отдачу регулируемого перемещением сопла.

Например, выбирая повышенный расход и давление индуцируемого газа, вызывают плотное прилегание газовой струи к поверхности 35 и, в общем, ко всей или практически всей внешней поверхности 24с.

Следует отметить, что можно изменить один из термодинамических и аэродинамических параметров, например расход, для образования эффективного газового барьера.

Изменяя размер отверстия нагнетания на выходе сопла нагнетания, например, благодаря устройству типа диафрагмы, можно изменить скорость нагнетания и, таким образом, расход нагнетаемого газа.

Впрочем, когда газовое устройство введено в действие, нагнетание газа может быть осуществлено как непрерывным потоком, так и пульсирующим потоком, для ограничения потребления нагнетаемого газа.

Следует отметить, что аэродинамические силы, связанные с функционированием устройства по изобретению, концентрируются в основном на газовом устройстве 30, выполненным кольцевым на стенке гондолы, что позволяет лучше распределить в конструкции гондолы передаваемые усилия и, таким образом, оптимизировать геометрию и массу конструкции гондолы.

Впрочем, встраивание газового устройства в стенку гондолы оказывает лишь малое влияние на внутреннюю и внешнюю акустическую обработку последней.

Действительно, в сложенном положении, изображенном на верхней части фиг.2, устройство по изобретению позволяет интегрировать на гондоле акустическое покрытие практически на всех - внутренней и верхней - поверхностях стенки гондолы.

Кроме того, размер газового устройства 30 является относительно небольшим, что облегчает его встраивание в стенку гондолы.

Следует отметить, что позиционирование газового устройства 30 перед отверстием 28 позволяет последнему формировать газовый барьер особенно эффективно и просто.

На фиг.4 изображен вариант осуществления средства для перемещения путем поступательного движения задней части 24b стенки гондолы.

Внутреннее посадочное место, выполненное в входной части 24а в зоне, где газовое устройство 30 отсутствует, содержит двухступенчатый силовой цилиндр 40, например, пневматического или гидравлического типа.

Неподвижная часть 42 или корпус силового цилиндра размещена в глубине посадочного места, в то время как подвижная часть или шток силового цилиндра закреплена на задней части 24b.

На этой фигуре задняя часть 24b не сдвинута и совмещена с передней частью 24а в сложенном положении (силовой цилиндр во втянутом положении).

На фиг.5 осуществлен выход штока 44 силового цилиндра и задняя часть 24b выдвинута, создавая, таким образом, отверстие 28 в стенке гондолы от места соединения передней 24а и задней 24b частей.

Следует отметить, что несколько силовых цилиндров такого типа могут быть размещены, например, по окружности входной части стенки 24а для эффективного перемещения задней части.

Изобретение используется также в турбомашинах с высокой или очень высокой степенью двухконтурности, снабженных соплами с изменяемым сечением невыдвигающегося типа.

Следует отметить, что сопло с регулируемым сечением, которое устанавливается на таких турбомашинах, позволяет адаптироваться к различным фазам работы самолета (крейсерский полет, низкая скорость).

Встраивание систем с регулируемым соплом в турбомашины с высокой степенью двухконтурности значительно улучшает термодинамические характеристики.

Действительно, в турбомашинах, установленных на пассажирских самолетах и имеющих очень высокую степень двухконтурности (близкую к 10), степень сжатия вентилятора, вносящего основной вклад в общую тягу турбомашины, является небольшой (близкой к 1,4). Отсюда следует повышение чувствительности аэродинамических характеристик вентилятора по отношению к скорости полета самолета (звуковая скорость).

В случае турбомашины с очень высокой степенью двухконтурности, не оборудованного системой с изменяемым соплом, выбор линии аэродинамического функционирования вентилятора является компромиссом между аэродинамической эффективностью в крейсерском полете и допуском помпажа (нестационарные явления, вредные для целостности двигателя) при низких скоростях полета.

В случае турбомашины с очень высокой степенью двухконтурности, оборудованного системой с изменяемым соплом, такой компромисс не является необходимым вследствие адаптации выходного сечения сопла к режиму работы вентилятора. Эффективность в этом случае повышается в каждой фазе полета.

Во втором варианте осуществления фиг.6 и 7, аналогично фиг.3, представляют конструкцию входной стенки 50а гондолы, образующую с выходной стенкой 50b гондолы, сдвинутой назад, одно или несколько радиальных отверстий, одно 28 из которых изображено.

На этих фигурах в входную стенку 50а гондолы встроено газовое устройство 52, которое отличается от устройства 30 по фиг.2 и 3.

Во втором варианте осуществления другие элементы гондолы остаются идентичными тем, что описаны со ссылкой на фиг.2 и 3.

Устройство 52 представляет собой двойную систему контролируемой циркуляции, которая содержит, с одной стороны, первое устройство 54 для формирования газового барьера идентично устройству 30 по фиг.2 и 3 и, с другой стороны, второе газовое устройство 56, независимое от первого и которое в рассматриваемом примере выполняет другую функцию, как будет видно ниже.

Эти два устройства установлены вблизи зоны соединения с задней частью 50b стенки, когда эта последняя находится во втянутом положении, изображенном на верхней части фиг.2.

Первое устройство 54 позволяет контролировать аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi в канале 26, ограничивая, а именно исключая аэродинамические утечки, которые имели бы место через отверстие 28 при отсутствии устройства.

Второе устройство 56 размещено в стенке гондолы на внутренней поверхности 50с входной части 50а стенки, которая ограничивает кольцевой канал по его внешней периферии.

Это второе устройство позволяет, когда оно введено в действие, контролировать аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi, обеспечивая, в частности, функцию реверса тяги, когда один или несколько подвижных элементов гондолы (например, выходная часть 50b стенки) развернуты.

Двойная система контролируемой циркуляции газа выполняет, таким образом, две различные функции (ограничение утечки и «реверсирование тяги») без использования дополнительных движущихся деталей, исключающие, таким образом, дополнительные следящие приводы.

Точнее говоря, газовое устройство 56 предусмотрено для контроля отбора количества или фракции внутреннего потока в канале 26 и для его удаления контролируемым образом через радиальное отверстие 28 за пределы гондолы.

Для этого устройство 56 способно нагнетать во внутренний поток Fi газ с высокой энергией.

Это нагнетание газа осуществляется, по существу, по касательной к внутренней поверхности 50с в той зоне потока, где последний должен быть отклонен, то есть слегка впереди задней кромки части 24а.

Точнее говоря, газовое устройство 50с содержит канал для подвода газа, которым, например, является воздух под давлением, выходящий из реактивного двигателя.

Этот канал для подвода газа содержит не представленную на чертеже часть, которая сообщается с источником воздуха под давлением из турбомашины 16, и кольцевую часть 58, частично изображенную в разрезе на фиг.7. Этот канал 58 выполнен идентично каналу устройства 30 или 54.

Газовое устройство 56 содержит, кроме того, одно или несколько сопел 60 нагнетания, которые сообщаются с каналом 58 и открываются на внутреннюю поверхность 50с, позволяя, таким образом, нагнетать во внутренний поток Fi газа в канале 26 газ с высокой энергией вблизи отверстия 28 (фиг.7).

Искривленная поверхность 62, которая образует заднюю кромку входной стенки 50а гондолы и краевую поверхность этой стенки, размещена на выходе сопла 60 нагнетания по касательной к последней. В соответствии с видом в продольном разрезе фиг.6 и 7 эта поверхность выполнена, например, в форме полукруга.

Как изображено на фиг.6 и 7, газ под давлением, направляемый к каналам, вводится в виде струи 64 во внутренний поток Fi газа (точнее по периферии последнего) соплом 60 нагнетания по касательной к внутренней поверхности 50с и контролируемо изменяет, таким образом, долю этого потока.

Нагнетаемая таким образом струя выходит из сопла с ориентацией, заданной по касательной к искривленной задней кромке, которой, в данном случае, является поверхность 62, затем обтекает форму задней кромки, как изображено на фиг.7, в той мере, что центробежная сила, которая стремится ее оторвать, уравновешивается разрежением, появляющимся между стенкой и струей.

Нагнетаемая струя газа отклоняется, таким образом, искривленной поверхностью 62.

Когда равновесие нарушается, нагнетаемая в поток струя отрывается от задней кромки и образует в точке отделения заднюю точку остановки профиля.

Как изображено на фиг.7, часть F'i внутреннего потока Fi газа отклоняется от своей траектории под действием нагнетаемой струи.

Энергия нагнетаемого соплом 60 нагнетания газа позволяет контролировать положение точки отделения.

Следует отметить, что направление струи нагнетаемого газа контролируют путем изменения положения точки отделения струи на поверхности 62.

Таким образом, в зависимости от зоны поверхности 62, где отрывается струя, иным образом ориентируют отбираемую часть F'i потока.

Эта точка отрыва струи газа, то есть ориентация струи изменяется в зависимости, по меньшей мере, от одного из термодинамических и аэродинамических параметров газа, а именно, например, давления, и/или температуры, и/или расхода, и/или скорости, и/или степени турбулентности.

В качестве примера, повышая расход и давление индукторного газа, прижимают струю потока к поверхности 62 на большой длине и отобранный поток Fi отклоняется к входной части гондолы в направлении F1 на фиг.7 (реверсирование тяги).

Когда направление, заданное количеству отобранного газа, по существу, является направлением, показанным стрелкой F2, а именно радиально относительно продольного потока Fi, то в этом случае прямая тяга отбираемого потока гасится.

Кроме того, когда количество внутреннего потока Fi отбираемого газа ориентировано в направлении, изображенном стрелкой F3, то есть к выходной части гондолы, в этом случае уменьшают прямую тягу, производимую отбираемым потоком.

Следует отметить, что можно изменить один из термодинамических и аэродинамических параметров, например, расход, для воздействия на количество отбираемого газа.

Изменяя размер отверстия нагнетания на выходе сопла нагнетания, например, благодаря устройству типа диафрагмы можно изменять скорость нагнетания и, таким образом, расход нагнетаемого газа.

Кроме того, нагнетание газа может быть осуществлено или непрерывным потоком, или пульсирующим потоком для ограничения потребления нагнетаемого газа.

Применение эффективной системы, позволяющей реверсировать, гасить или уменьшать вектор тяги двигательной системы осуществляется в течение определенных фаз полета летательного аппарата путем перемещения задней части стенки гондолы, как изображено на фиг.7. Таким образом, открывают одно или несколько отверстий 28 на боковой части гондолы между вторичным потоком Fi, циркулирующим в кольцевом канале 26, и атмосферой.

Следует отметить, что когда задняя часть 50b стенки гондолы перемещена назад, выходное сопло вторичного потока больше не соответствует условиям, необходимым для образования вектора тяги.

Действительно, сопло образует, таким образом, расширительную часть и вторичный поток, который является дозвуковым, теряет свою энергию, выходя из гондолы.

Устройство для реверсирования, устранения или уменьшения тяги по изобретению является более простым, чем известные системы, в той мере, что в данном случае единственной подвижной деталью является задняя часть стенки гондолы, что значительно упрощает кинематику устройства.

Аэродинамические силы, связанные с работой устройства в соответствии с изобретением, концентрируются, главным образом, на газовом устройстве, выполненным кольцевым на стенке гондолы, что позволяет лучше распределить в конструкции передаваемые усилия и что, таким образом, не должно слишком увеличивать габариты определенных частей гондолы.

Кроме того, газовое устройство имеет тенденцию скрывать выходную стенку 50b от окружающего потока, что позволяет ее не увеличивать в размерах.

Кроме того, встраивание газового устройства в стенку гондолы оказывает лишь небольшое влияние на внутреннюю и внешнюю акустическую обработку последней.

Действительно, в сложенном положении, изображенном на верхней части фиг.2, устройство по изобретению позволяет интегрировать пристенное акустическое покрытие практически на все внутренние и внешние поверхности стенки гондолы.

Кроме того, размер газового устройства является относительно небольшим, что облегчает его встраивание в гондолу.

Фиг.8а, 8b, 8с, 9а, 9b, 9с и 10а, 10b, 10с изображает два варианта работы, отличные от третьего варианта осуществления изобретения.

Фиг.8а, 8b и 8с изображает различные виды гондолы 80 реактивного двигателя летательного аппарата такого же типа, как на фиг.2: в продольном разрезе (фиг.8а), в аксонометрии (фиг.8b) и в частичном увеличенном виде (фиг.8с).

На фиг.8а-с система с регулируемым соплом изображена в сложенном состоянии, тогда как на фиг.9а-с и 10а-с она изображена в развернутом состоянии.

На фиг.9а-с газовое устройство для образования газового барьера приведено в действие и взаимодействует с подвижным элементом направления для того, чтобы ограничить и даже предотвратить поток утечки.

На фиг.10а-с подвижный элемент направления перемещен для того, чтобы больше не взаимодействовать с газовым устройством, и последнее обеспечивает функцию контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока Fi, подобно газовому устройству 56 по фиг.7.

Гондола, изображенная на фиг.8а-с, 9а-с и 10а-с, отличается от гондолы по фиг.2 наличием следующих элементов:

- газового устройства 82, которое выполнено на внутренней поверхности 84 входной части 86а стенки гондолы, как устройство 56 на фиг.7, и контролирует аэродинамическую циркуляцию внутреннего потока Fi на уровне зоны, расположенной между подвижными и неподвижными элементами гондолы;

- одного или нескольких подвижных элементов 88 отклонения (аэродинамического(их) дефлектора(ов)), предназначенных для взаимодействия или с газовым устройством 82 (фиг.9а-с), или с подвижной выходной частью 86b стенки гондолы (фиг.8а-с и 10а-с), форма которой служит для обеспечения этого эффекта.

Подвижные элементы гондолы, которые являются выходной частью 86b и одним или несколькими элементами 88 отклонения, имеют, по меньшей мере, одну степень свободы при поступательном движении по оси турбомашины и образуют, в частности, внешний и/или внутренний аэродинамический обтекатель потока на уровне сопла.

Элемент 88 отклонения, не принадлежащий входной части 86а стенки, представляет собой, например, заслонку или аэродинамический дефлектор, который имеет кольцевую форму, и этот подвижный элемент размещен в продолжение внутренней поверхности передней и задней частей стенки гондолы и установлен на периферии внутреннего потока Fi.

Несколько элементов отклонения, каждый из которых имеет форму части или сектора кольца, может быть альтернативно использован вместо единого элемента.

В положении, изображенном на фиг.8а-с, заслонка 88 находится в сложенном положении против неподвижной части 86а гондолы, также как и выходная часть 86 стенки гондолы.

Эта выходная часть 86b выполнена, впрочем, таким образом, чтобы войти в контакт с неподвижной частью 86а, несмотря на наличие заслонки 88.

В этой связи, выходная часть 86b имеет в своей входной части, размещенной напротив части 86а стенки, выемку 86с, придающую ей расширяющуюся форму, по существу, усеченного конуса, в которой размещается заслонка 88. Край этой входной расширяющейся части образует переднюю кромку 86d выходной части 86b стенки, которая размещается напротив входной части 86а стенки.

Подвижные элементы 88 и 86b размещены напротив подвижной части гондолы таким образом, что аэродинамические линии являются непрерывными.

В процессе фаз полета, когда механизм регулируемого сопла начинает работать, часть подвижных элементов гондолы, а именно выходная часть 86b смещается назад в результате продольного перемещения (фиг.9а-с) для осуществления изменения сечения сопла.

Это перемещение открывает на боковых сторонах гондолы одно или несколько радиальных отверстий, в данном случае, одно 90, в представленном примере осуществления.

Другая часть подвижных элементов гондолы, а именно элемент 88, в сложенном положении по фиг.8а-с остается напротив неподвижной части 86а стенки гондолы. Точнее элемент 88 расположен напротив искривленной поверхности 92, размещенной по касательной к открытому концу средств 94 нагнетания (сопло нагнетания) газового устройства 82.

Эта поверхность идентична поверхности 62 по фиг.7.

Как изображено на фиг.9а-с, вследствие перемещения назад выходной части 86b элемент 88 размещается в образующемся отверстии 90 и закрывает зону, называемую входной зоной. Между элементом 88 и выходной частью 86b открывается зона, называемая выходной зоной этого отверстия.

Перемещение выходной части 86b вызывает, например, срабатывание газового устройства 82, например, с помощью оптического датчика.

Это срабатывание может, во всяком случае, управляться дистанционно, например из кабины экипажа, с командой на включение механизма регулируемого сопла.

Так, струя 96 потока высокой энергии, выходящая из средств 94 для нагнетания, отклоняется отклоняющим элементом 88 в продольном направлении, вместо того, чтобы прижиматься к поверхности 92, как это происходит со струей 64 на поверхности 62 по фиг.7.

Элемент 88 направляет затем струю 96 внутрь кольцевого канала 26, и эта струя следует, по существу, по продольной траектории вне элемента 88, то есть в зоне отверстия, которое свободно от любого материального препятствия.

Таким образом, аэродинамическая циркуляция внутреннего потока Fi контролируется под прямым углом к отверстию 90 путем ограничения, а именно подавления нежелательных потоков через последнее (поток утечки).

Действительно, отклоняющая заслонка 88 сама образует препятствие внутреннему потоку Fi, препятствуя, таким образом, части последнего выйти через входную зону кольцевого отверстия 90.

Тем не менее, нагнетание газа, осуществляемое по касательной к отклоняющей заслонке, позволяет, в общем, контролировать аэродинамическую циркуляцию в месте отверстия 90 и ограничить путем аэродинамической индукции естественное стремление части внутреннего потока Fi выйти из этого отверстия.

Точнее говоря, струя 96 нагнетаемого газа проходит продольно вдоль отверстия 90. Эта струя направляет внутренний поток Fi по всей длине радиального отверстия, то есть вдоль входной зоны этого отверстия туда, где размещена направляющая 88, и вдоль открытой выходной зоны.

В этом варианте осуществления нагнетаемая струя простирается вдоль входа отверстия без проникновения внутрь последнего, как на фиг.3 и 6.

Таким образом, струя 96 образует кольцевой газовый барьер, который окружает внутренний поток Fi под прямым углом к отверстию 90, и элемент 88 действует как направляющая опора для этой струи.

Следует отметить, что отклоняющий элемент 88 не может занимать всю длину радиального отверстия 90, так как такое размещение вредно влияло бы на работу в режиме «реверса тяги», как изображено на фиг.10а-с.

Следует отметить, что подвижные элементы гондолы перемещаются непрерывно или нет благодаря сервосистеме. В качестве неограничивающего примера осуществления выходная часть 86b стенки может быть приведена в действие посредством одного или нескольких линейных силовых цилиндров гидравлического типа, управляемых системой контроля двигателя. Что касается части 88, она может также приводиться одним или несколькими линейными силовыми цилиндрами гидравлического типа, управляемыми системой контроля двигателя. Эти сервоустройства могут быть, с одной стороны, закреплены непосредственно на конструктивно усиленных зонах подвижных элементов и, с другой стороны, на неподвижном силовом шпангоуте гондолы двигателя.

Фиг.10а-с иллюстрируют работу гондолы как «реверсора тяги», вариант, который используется в процессе некоторых фаз полета летательного аппарата, снабженного такими гондолами.

Когда осуществляется этот вариант, выходная часть 86b стенки гондолы перемещается к задней части гондолы, и отклоняющий элемент 88 также перемещается назад. Он отходит от поверхности 92 и соединяется с задней частью 86b, чтобы разместиться в выемке 86с.

Радиальное отверстие 98 большей длины, чем отверстие 90, создается таким образом и обрамляется, с одной стороны, искривленной краевой поверхностью 92 неподвижной части 86а и с другой стороны - подвижными элементами 86b и 88.

Например, аксиальная длина отверстия 90 находится в пределах от 50 до 200 мм, в то время как аксиальная длина отверстия 98 находится в пределах от 450 до 600 мм.

Следует отметить, что элемент 88 может быть снабжен радиальным расширением вогнутой формы, которое проходит внутрь отверстия 98 таким образом, чтобы образовать с комплексом элементов 86b и 88 краевую поверхность, аналогичную вогнутой поверхности 24d по фиг.2 для улучшения внутренних аэродинамических линий.

Как только подвижные элементы окажутся в крайнем положении по фиг.10с, газовое устройство 82 начинает работать, проявляя себя как устройство контролируемого отбора части F'I внутреннего потока Fi, идентично устройству 56 по фиг.7, и генерирует контролируемую струю 100.

Таким образом, получают реверсирование, исключение или уменьшение вектора тяги двигательной системы в соответствии с заявленной целью.

Следует отметить, что наличие средств для нагнетания газа с высокой энергией, размещенных на внутренней поверхности стенки гондолы на входе одного или нескольких отверстий, и отклоняющего элемента на выходе этих средств позволяет осуществлять две функции при помощи одной системы нагнетания.

Фиг.11 изображает последний вариант осуществления, в котором гондола реактивного двигателя идентична гондоле, изображенной на фиг.2, за исключением газового устройства.

Действительно, на фиг.11 газовое устройство 110 для образования газового барьера f'I встроено в выходную часть 112b стенки. Выходная часть 112b отведена от неподвижной входной части 112а под действием приводных средств, таких как изображены на фиг.4 и 5, образующих, таким образом, одно или несколько отверстий 114 между соответствующими взаимодополняющими краевыми поверхностями двух частей 112а и 112b.

Устройство 110 размещено на внешней поверхности 112с выходной части 112b на уровне передней кромки (краевая поверхность) последней.

Устройство 110 содержит искривленную поверхность 116, размещенную по касательной к открытому концу сопла 118 нагнетания.

Сопло 118 сообщается с каналом подвода газа с высокой энергией для нагнетания, часть 12а которого расположена внутри выходной части 112b.

Газ нагнетается в отверстие 114 непрерывно или пульсирующим образом в форме струи и благодаря искривленной тангенциальной поверхности 116 струя направляется контролируемым образом в кольцевой канал 26 и следует далее по части поверхности 116 до заданной точки отрыва.

Оторвавшаяся таким образом от поверхности струя направляется к входной части 112а стенки, следуя вдоль против направления внутреннего потока Fi, и затем протекает по краевой поверхности 112d части 112а, затем выходит из отверстия, чтобы соединиться с внешним воздушным потоком А.

Контролируемая циркуляция газа устанавливается, таким образом, в отверстии 114, следуя по всему продольному расширению, и образует газовый барьер f'i в глубине отверстия для того, чтобы ограничить, а именно предотвратить выход потока утечки через отверстие.

Гондола в соответствии с четвертым вариантом осуществления изобретения дает теже преимущества, что и гондола по фиг.2-5.

Следует отметить, что газовые препятствия, изображенные на фиг.3 и 11, более локализованы к входу отверстия, то есть со стороны отверстия, вдоль которого расположен внутренний поток Fi. Таким образом, газовое препятствие ведет себя как газовая стенка, вдоль которой направляется внутренний поток, не проникая в отверстие.

Как вариант, гондола реактивного двигателя летательного аппарата может содержать, с одной стороны, неподвижную входную часть, снабженную газовым устройством типа устройства 82 по фиг.10а-с для осуществления контролируемого отбора внутреннего потока и, с другой стороны, подвижную выходную стенку, снабженную газовым устройством типа устройства 110 по фиг.11 для образования газового барьера.

Таким образом, одно устройство выполняет две различные функции посредством контролируемого нагнетания газа с высокой энергией без дополнительных подвижных деталей.

1. Гондола реактивного двигателя летательного аппарата (10) с высокой степенью двухконтурности, в которой установлен реактивный двигатель с продольной осью (X), при этом гондола (12) содержит стенку (24), концентрически окружающую, по меньшей мере, частично реактивный двигатель и образующую с последним кольцевой канал (26) внутреннего потока газа, имеющий на конце, называемом выходным, стенки гондолы проходное сечение выхода потока, отличающаяся тем, что гондола содержит средства (40) перемещения по продольной оси по команде части (24b) стенки гондолы для изменения проходного сечения выхода потока, причем это продольное перемещение создает в стенке гондолы, по меньшей мере, одно отверстие (28), имеющее продольный размер, через которое радиально естественным образом выходит часть внутреннего потока, называемого потоком утечки, а другая часть внутреннего потока, направляемая стенкой гондолы, содействует тяге реактивного двигателя, при этом гондола содержит устройство (30) для образования газового барьера (fi), который простирается, по меньшей мере, по части продольного размера упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28), причем газовый барьер противодействует таким образом естественному выходу через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие, по меньшей мере, части потока утечки.

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что устройство для формирования газового барьера содержит средства (34) для нагнетания газа с высокой энергией под прямым углом к упомянутому, по меньшей мере, одному отверстию.

3. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что она содержит также газовое устройство (56; 82) для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие (28; 98).

4. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что она содержит также газовое устройство (56; 82) для контролируемого отбора, по меньшей мере, части внутреннего потока газа для его удаления за пределы гондолы через упомянутое, по меньшей мере, одно отверстие (28; 98).

5. Гондола по п.3, отличающаяся тем, что газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства (60) для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

6. Гондола по п.4, отличающаяся тем, что газовое устройство для контролируемого отбора содержит средства (60) для нагнетания газа с высокой энергией во внутренний поток газа.

7. Гондола по п.2, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

8. Гондола по п.5, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

9. Гондола по п.6, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на входе и/или выходе упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия (28; 98).

10. Гондола по одному из пп.2, 5-9, отличающаяся тем, что средства для нагнетания размещены на внутренней поверхности (50с) и/или на внешней поверхности (31; 112с) стенки гондолы, которая ограничивает кольцевой канал (26) по его внешней периферии.

11. Гондола по п.10, отличающаяся тем, что устройство для формирования газового барьера содержит, по меньшей мере, один подвижный элемент (88) для отклонения нагнетаемого газа, который расположен смежно со средствами для нагнетания, размещенными на внутренней поверхности стенки гондолы, по меньшей мере, частично в упомянутом, по меньшей мере, одном отверстии (90).

12. Гондола по п.11, отличающаяся тем, что упомянутый, по меньшей мере, один элемент (88) отклонения закрывает зону, называемую входной, упомянутого, по меньшей мере, одного отверстия, оставляя свободной зону, называемую выходной, отверстия.

13. Гондола по одному из пп.2, 4, 6-9, отличающаяся тем, что средства для нагнетания содержат, по меньшей мере, одно сопло (34; 60) для нагнетания газа с высокой энергией.

14. Гондола по одному из пп.2, 4, 6-9, отличающаяся тем, что устройство содержит искривленную поверхность (35; 62; 92; 116), выполненную по касательной к открытому концу средств (34; 94; 60; 118) для нагнетания таким образом, чтобы направлять нагнетаемый газ, по меньшей мере, в одно отверстие (28; 98; 114).

www.findpatent.ru

узел двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя - патент РФ 2472678

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя. Узел (1) двигателя самолета содержит турбореактивный двигатель (2), пилон крепления (4) и гондолу (3), установленную на пилоне крепления. Гондола содержит подвижный участок (40), образующий единый цельный кожух вокруг секции турбореактивного двигателя, при этом данный участок (40) гондолы имеет кольцевую стенку (50), обеспечивающую внутреннее разграничение канала (24) кольцевого вторичного потока, и кольцевую стенку (46), обеспечивающую внешнее разграничение канала кольцевого вторичного потока. Стенки (50) и (46) оборудованы обшивкой (80) акустической защиты. Подвижный участок (40) гондолы установлен свободно с возможностью скольжения на пилоне, а задний конец (18) корпуса (12) вентилятора турбореактивного двигателя, на котором каждое из креплений (6а, 6b, 8) зафиксировано для обеспечения крепления двигателя к пилону, образует внутреннюю радиальную поддержку для подвижного участка (40) гондолы. Технический результат заключается в уменьшении износа турбореактивного двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Область техники, к которой относится изобретение

Это изобретение относится, в общем, к узлу двигателя самолета такого типа, который включает в себя турбореактивный тип двигателя, пилон крепления и гондолу, установленную на пилоне крепления и окружающую турбореактивный двигатель.

Этот тип пилона крепления, также называемый "EMS" (Engine Mounting Structure -Конструкция для установки двигателя), может, например, использоваться для подвески турбореактивного двигателя ниже крыла самолета, или для установки этого турбореактивного двигателя выше этого крыла, или для установки этого турбореактивного двигателя на хвостовой части фюзеляжа.

Уровень техники

Пилон крепления для такого узла двигателя проектируется известным способом, для образования согласованного соединения между турбореактивным типом двигателя и крылом самолета, оборудованного этим узлом. Он передает усилия, производимые этим присоединенным двигателем, на конструкцию этого самолета, а также дает возможность для проводки топливных, электрических, гидравлических и воздушных систем между двигателем и самолетом.

Для того чтобы передавать усилия, пилон содержит жесткую конструкцию, например конструкцию коробчатого типа. Другими словами, эта конструкция образована узлом балок и боковых панелей, соединенных друг с другом через поперечные ребра.

Между двигателем и жесткой конструкцией пилона установлена монтажная система, которая, в целом, содержит множество креплений двигателя, обычно распределенных таким образом, чтобы иметь передние крепления, которые крепятся к корпусу вентилятора двигателя, и задние крепления, которые прикрепляются к центральному корпусу этого же самого двигателя.

Монтажная система также содержит систему сопротивления силам тяги, производимым двигателем. В технике существующего сейчас уровня, например, это устройство выполнено в форме двух боковых стержней, соединенных, во-первых, с задней частью корпуса вентилятора двигателя, и, во-вторых, с креплением, установленным на жесткой конструкции пилона, например задним креплением.

Обычно пилон крепления объединен со второй монтажной системой, расположенной между этим пилоном и крылом самолета, и эта вторая система обычно составлена из двух или трех креплений.

В конечном счете, пилон обеспечен вторичной структурой, чтобы разделять и поддерживать системы, в то же время поддерживая аэродинамические обтекатели.

Эти аэродинамические обтекатели образуют почти непрерывную конструкцию с гондолой узла двигателя, и эта гондола, прикрепленная к пилону, предусмотрена для того, чтобы располагаться вокруг турбореактивного двигателя.

Гондола обычно содержит сочлененные крышки С-образной формы, прикрепляемые к первичной/жесткой конструкции пилона. Эти крышки обычно поддерживают системы инверсии тяги двигателя. Эти крышки могут открываться, чтобы предоставить доступ к корпусу двигателя для выполнения операций технического обслуживания, а также для того, чтобы двигатель мог быть удален в вертикальном направлении.

Две крышки С-образной формы усилены за счет дополнения системы с шарнирным замком стержнями, работающими на сжатие, или амортизаторами. Эти амортизаторы повсеместно и попарно расположены на шарнирах и фиксаторах между концами наружного покрытия крышек. Следует заметить, что жесткость может быть иногда немного увеличена за счет замены всех или некоторых стержней, работающих на сжатие, компенсирующими механизмами или фиксаторами, чтобы передавать усилия натяжения, прикладываемые вдоль поперечного направления узла двигателя.

Хотя эта компоновка используется в большинстве случаев, она имеет некоторые недостатки, в том числе включающие в себя недостаток жесткости гондолы, и тот факт, что гондола не имеет оптимальной обработки с точки зрения акустики.

Конструктивная способность гондолы ослаблять деформации турбореактивного двигателя, по существу, ограничена из-за концентрации силы на закрывающих элементах, таких как шарниры, фиксаторы, стержни, работающие на сжатие, и других компенсирующих механизмах или фиксаторах. Таким образом, гондола не может удовлетворительно сопротивляться деформациям турбореактивного двигателя, и особенно переменной величине продольного изгиба, а именно изгиба, возникающего из-за крутящего момента, приложенного вокруг поперечного направления относительно оси самолета, если ее жесткость ограничена.

Когда такой продольный изгиб появляется, особенно во время фазы взлета и посадки самолета, то между вращающимися лопатками компрессора и турбины с одной стороны и центральным корпусом двигателя с другой стороны, может появиться высокое трение. Чтобы предотвратить это трение, между лопатками и корпусом должны быть обеспечены большие номинальные зазоры или клиренс, но это наносит ущерб общим техническим характеристикам самолета.

Следует также отметить, что вышеупомянутое явление продольного изгиба, и, следовательно, вытекающее из него явление трения вращающихся лопаток очень сильно усугубляется тем фактом, что поиск постоянно увеличивающегося коэффициента двухконтурности на существующих турбореактивных двигателях неизбежно приводит конструкторов к тому, чтобы делать диаметр вентилятора больше, чем диаметр центральной части турбореактивного двигателя.

Главным результатом столкновения с этим явлением трения является уменьшение общих эксплуатационных характеристик самолета и преждевременный износ двигателя, т.е. это явление действительно наносит вред и уменьшает срок службы двигателя.

Следует также отметить, что другое явление изгиба двигателя может произойти из-за порывов ветра, что может вызвать трение между вращающимися лопатками компрессора и турбины с одной стороны и центральным корпусом двигателя с другой стороны, и, например, эти силы могут быть приложены вертикально или горизонтально.

Две крышки С-образной формы только образуют конверт, не являющийся непрерывным, вокруг турбореактивного двигателя, который не дает высоких эксплуатационных качеств акустической изоляции из-за отсутствия непрерывности вышеупомянутой обработки, в то же время необходимость уменьшения шума на стороне, находящейся сзади по ходу потока вентилятора двигателя, является делом все более увеличивающейся важности.

Раскрытие изобретения

По этой причине целью изобретения является предложение узла двигателя самолета, который, по меньшей мере частично, устраняет вышеупомянутые недостатки, относящиеся к вариантам осуществления данного узла в соответствии с существующим уровнем техники, а также представление самолета с, по меньшей мере, одним таким узлом.

Чтобы достичь этого, целью изобретения является узел двигателя самолета, содержащий турбореактивный двигатель, пилон крепления двигателя и гондолу, установленную на пилоне крепления и окружающую вышеуказанный турбореактивный двигатель, при этом вышеуказанная гондола содержит, по меньшей мере, один подвижный участок, образующий цельный кожух, целиком окружающий секцию турбореактивного двигателя, при этом вышеуказанный подвижный участок гондолы установлен свободно, чтобы перемещаться на вышеуказанном пилоне крепления таким образом, чтобы он мог быть смещен по направлению к задней части двигателя или к передней. Кроме того, вышеуказанный подвижный участок гондолы имеет кольцевую стенку, ограничивающую внутреннюю часть кольцевого канала для вторичного потока, и кольцевую стенку, ограничивающую внешнюю часть кольцевого канала для вторичного потока.

Другими словами, изобретение раскрывает подвижный участок гондолы, образующий непрерывный кожух, покрывающий зону в 360° вокруг секции турбореактивного двигателя, причем этот подвижный участок гондолы имеет возможность смещения с помощью скольжения относительно пилона крепления, например, чтобы давать возможность доступа к оборудованию турбореактивного двигателя во время выполнения операций по техническому обслуживанию.

Особая форма этого подвижного участка гондолы имеет несколько преимуществ, включающих в себя способность сопротивления более высоким усилиям, по сравнению со способностью сопротивления, которая может быть достигнута с помощью узла двух сочлененных крышек С-образной формы, которые встречаются при существующем уровне техники. Поэтому изобретение обеспечивает реальное решение проблемы деформации турбореактивного двигателя, предоставляя решение, при котором высокая жесткость подвижного участка гондолы способствует ограничению этих деформаций.

Следовательно, это уменьшает изгиб турбореактивного двигателя, и поэтому вызывает значительное уменьшение потенциальной возможности трения между вращающимися лопатками компрессора и турбины с одной стороны и центральным корпусом двигателя с другой стороны. В частности, уменьшение изгиба делает возможным применять меньшие номинальные зазоры между лопатками и корпусом, что в результате обеспечивает преимущество и приводит к улучшению общих эксплуатационных характеристик самолета и значительному ограничению потерь эффективности.

Кроме того, свойство непрерывности этого подвижного участка гондолы, покрывающего область в 360° вокруг поперечного сечения турбореактивного двигателя, в результате обеспечивает преимущество, заключающееся в лучшей акустической изоляции, чем было возможно в прошлом, с узлом двух крышек С-образной формы, поскольку больше не существует какого-либо отсутствия непрерывности материала вокруг кольцевого направления гондолы. В частности, стенка (стенки) подвижного участка гондолы могут быть снабжены акустической обшивкой, которая проходит непрерывно или почти непрерывно на 360° по окружности, дополнительно улучшая функцию уменьшения шума, исходящего от гондолы.

Выполненная таким образом гондола может также облегчить техническое обслуживание благодаря упрощению ее динамических свойств и меньшей массы, чем масса гондол, известных при существующем уровне техники, особенно благодаря устранению некоторых элементов крепления, например стержней, работающих на сжатие, и шарниров. В этом отношении следует отметить, что принятый механизм скольжения обеспечивает полное решение проблемы ограничений при открывании крышек, сочлененных с крылом самолета, которая возникает в технике существующего уровня.

Для информации; один из вариантов применения этого изобретения включает в себя случай, в котором все крепления двигателя размещаются на корпусе вентилятора, который, в частности, освобождает всю заднюю часть двигателя, облегчая скольжение подвижного участка гондолы и позволяя обеспечить беспрепятственное его перемещение. Другими словами, в таких случаях силы, производимые турбореактивным двигателем, получают противодействие, целиком воспринимаемое корпусом вентилятора через все крепления двигателя, таким образом центральный корпус этого турбореактивного двигателя больше не соединен непосредственно с телом, к которому он прикреплен, с помощью одного или более задних креплений. Это особое расположение креплений двигателя также вызывает значительное уменьшение в проявлении изгибающего действия, встречающегося на центральном корпусе, независимо от того, вызывается ли этот изгиб силами тяги, производимыми турбореактивным двигателем, или аэродинамическими нагрузками, такими как порывы ветра, которые могли бы возникнуть во время различных фаз полета самолета.

Обеспечение креплений двигателя на корпусе вентилятора делает возможным создавать между ними большое пространство. Это большое пространство имеет преимущество, которое позволяет значительно упростить конструкцию этих креплений двигателя, т.к. силы, которым им нужно противостоять, создающие момент вокруг данной оси, являются действительно меньшими, чем при использовании тех решений, в которых крепления двигателя расположены на центральном корпусе и находятся ближе друг к другу.

Предпочтительно, чтобы множество креплений двигателя состояло из первого крепления двигателя и второго крепления двигателя, расположенных таким образом, чтобы они были симметричны относительно плоскости, определяемой продольной осью турбореактивного двигателя и вертикальным направлением через турбореактивный двигатель, а также из третьего крепления двигателя, через которое проходит эта же самая плоскость.

В этой конфигурации в таком случае было бы возможно, чтобы первое, второе и третье крепления двигателя фиксировались на периферийной кольцевой части корпуса вентилятора. Это означает, что они могут занимать положения, в которых они находятся очень далеко друг от друга, что является предпочтительным.

Предпочтительно, чтобы вышеуказанная кольцевая стенка, которая ограничивает кольцевой канал вторичного потока во внутренней части двигателя, и стенка, которая ограничивает кольцевой канал вторичного потока снаружи, были обе оборудованы обшивкой акустической защиты.

Можно добиться дополнительного уменьшения шума благодаря вторичному протоку через участок подвижной гондолы за счет выполнения каждой обшивки акустической защиты непрерывной и проходящей вокруг всей соответствующей кольцевой стенки, т.е. на 360°, без каких-либо перерывов.

Предпочтительно, чтобы вышеуказанная гондола также содержала фиксированный участок гондолы, образующий единую часть кожуха, которая полностью проходит вокруг секции турбореактивного двигателя, при этом вышеуказанный фиксированный участок гондолы закрепляется на турбореактивном двигателе, например встраивается в промежуточный корпус турбореактивного двигателя. Кроме того, вышеуказанный фиксированный участок гондолы образует внутреннюю радиальную поддержку для вышеуказанного подвижного участка гондолы.

Таким образом, за счет опоры на фиксированный участок гондолы, прикрепленный непосредственно к двигателю, эффективность подвижного участка гондолы, действующего для выполнения функции по ограничению деформаций турбореактивного двигателя, вызванных сопротивлением различным силам, очень значительно увеличивается.

Эта эффективность даже дополнительно увеличивается, когда задний конец корпуса вентилятора турбореактивного двигателя также действует как внутренняя радиальная поддержка для этого участка гондолы.

В этом случае было бы возможным, что внутренние радиальные поддержки могут быть кольцевыми поддержками, например сформированными конической образующей, особенно такой, при использовании которой подвижный участок гондолы существенно нагружен силами, создаваемыми вертикальным и поперечным давлением, поскольку это противодействует деформации турбореактивного двигателя.

Следовательно, когда подвижный участок гондолы переходит в закрытое состояние, предпочтительно с помощью перемещения вперед, создаются две кольцевые поддержки, например, одна на заднем поясе корпуса вентилятора, а другая - на фиксированном участке гондолы, направленная радиально внутрь подвижного участка. Эти поддержки могут быть спроектированы более или менее жесткими, в зависимости от требуемых параметров жесткости и допусков.

Кроме того, на двух боковых сторонах турбореактивного двигателя могут быть размещены два болта, расположенные на 3 часа воображаемого циферблата и на 9 часов на горизонтальной оси симметрии турбореактивного двигателя, чтобы блокировать участок, который может свободно перемещаться в продольном направлении относительно корпуса вентилятора во время выполнения фаз полета самолета. Преимущества этих положений заключаются в том, что они симметричны, и особенно в том, что они очень легко просматриваются и легко доступны с земли.

Предпочтительно, чтобы вышеуказанный фиксированный участок гондолы содержал один или несколько лючков для доступа к оборудованию турбореактивного двигателя, традиционно обеспеченные в кольцевом пространстве, называемом отсек гондолы.

Также предпочтительно, чтобы подвижный участок гондолы мог перемещаться относительно пилона крепления благодаря направляющей скольжения, обеспечиваемой на одном из этих двух элементов, при этом вышеуказанная направляющая следует по линии с очень небольшой кривизной, расположенной вдоль приблизительного продольного направления узла двигателя.

Если сказать в более общем смысле, то это означает, что направляющая определяет траекторию, предпочтительно близкую к горизонтальной, оптимизированную таким образом, чтобы облегчать отделение существующих элементов и адаптировать их к формам пилона и других элементов узла двигателя. Тем не менее, направляющая может иметь любую другую форму, которая не является горизонтальной или близкой к горизонтальной, оставаясь в рамках объема изобретения.

И наконец, вышеуказанный подвижный участок гондолы сконструирован таким образом, чтобы его можно было перемещать в направлении назад из нормального полетного положения в положение технического обслуживания, в котором позволяется доступ к оборудованию турбореактивного двигателя, и наоборот. Если турбореактивный двигатель оборудован системой реверса тяги, то система реверса тяги может поддерживаться с помощью корпуса вентилятора двигателя и находиться сзади относительно корпуса вентилятора. В этом случае мог бы использоваться известный как «лепестковый» или «в виде зажима крокодил» тип системы, хотя система, содержащая LRUs (Line Replaceable Units - типовой элемент замены или быстросменный блок), также могла бы использоваться, при этом система устанавливается на заднем конце корпуса вентилятора. В таком случае система реверса тяги выполнена таким образом, чтобы она работала за счет толкающего усилия подвижного участка гондолы вдоль направляющей с помощью такого значения усилия, которое необходимо для развертывания лепестков или эквивалентных устройств, которые затем становятся способными передавать силы давления непосредственно на корпус вентилятора.

Следует заметить, что скольжение подвижного участка может вносить сильные нарушения потоков с задней стороны от двигателя, включая первичный поток, вследствие чего генерируется сопротивление потоку и потеря тяги, которые являются вполне полезными в улучшении эффективности торможения самолета.

Поэтому, в общем, предпочтительно обеспечить систему реверса тяги на задней стороне корпуса вентилятора и поддержку ее с помощью корпуса вентилятора, при этом вышеуказанная система реверса тяги размещается в вышеуказанном подвижном участке гондолы, когда вышеуказанный подвижный участок гондолы находится в нормальном полетном положении.

Другой целью изобретения является самолет, содержащий, по меньшей мере, один узел двигателя, подобный узлу, который был только что представлен.

Другие преимущества и характеристики изобретения будут представлены в детальном, неограничивающем описании, приведенном ниже.

Краткое описание чертежей

Это описание будет сделано со ссылками на прилагаемые чертежи, среди которых:

фиг.1 показывает вид сбоку узла двигателя самолета, согласно предпочтительному варианту осуществления этого изобретения;

фиг.2 показывает схематический вид в перспективе узла, показанной на фиг.1, при этом пилон крепления и гондола были удалены, чтобы более ясно показать положение креплений двигателя;

фиг.3 показывает вид, подобный тому, который изображен на фиг.1. На этом виде показаны детали задней части гондолы, при этом подвижный участок гондолы показан в его переднем положении сплошными линиями и в заднем положении - пунктирными линиями;

фиг.3а показывает схематический вид, подобный тому, который изображен на фиг.3, с подвижным участком гондолы, показанным в его промежуточном положении, которое располагается между его передним положением и задним положением;

фиг.3b показывает вид в разрезе по линии IIIb-IIIb на фиг.3a;

фиг.4 показывает вид в разрезе по линии IV-IV на фиг.3; и

фиг.5 показывает схематический вид сверху задней части гондолы, показанной на предыдущих фигурах, включая систему реверса тяги.

Осуществление изобретения

Фиг.1 показывает узел 1 двигателя для самолета, согласно предпочтительному варианту осуществления этого изобретения, при этом узел 1 спроектирован для крепления под крылом самолета (не показано).

В целом узел 1 двигателя содержит турбореактивный двигатель 2, гондолу 3, показанную схематически, пунктирными линиями, пилон 4 крепления и множество креплений 6a, 6b, 8 двигателя, фиксирующих турбореактивный двигатель 2 под этим пилоном 4 (крепление 6b на этой фиг.1 скрыто под креплением 6a). Следует заметить для информации, что пилон 4 крепления содержит другую серию креплений (не показаны), используемую для подвешивания этой сборки 1 под крылом самолета.

В последующем описании условно принимаем, что ось X соответствует направлению, параллельному продольной оси 5 турбореактивного двигателя 2, также она соответствует продольному направлению узла двигателя и пилона, Y соответствует поперечному направлению для этого же самого турбореактивного двигателя 2, также она соответствует поперечному направлению узла двигателя и пилона, a Z является вертикальным направлением или высотой, причем эти три направления перпендикулярны друг другу.

Термины «передний» и «задний» следует также рассматривать относительно направления перемещения самолета, вызываемого за счет силы тяги, прикладываемой к самолету турбореактивным двигателем 2. Это направление схематически показано стрелкой 7.

На фиг.1 видно, что показана только жесткая конструкция 10 пилона 4 крепления. Другие компоненты пилона 4 не показаны, например такие, как вторичная конструкция, которая разделяет системы и удерживает их на месте, в то же время поддерживая аэродинамические обтекатели. Они являются обычными традиционными элементами, аналогичными или подобными тем, которые используются в технике существующего уровня и известны специалистам в данной области техники. Следовательно, их детальное описание не будет приводиться.

Кроме того, турбореактивный двигатель 2 обеспечен большим корпусом 12 вентилятора на переднем конце, ограничивающим кольцевой проток 13 вентилятора, также он содержит центральный корпус 16 меньшего размера ближе к заднему концу, окружающий центральную часть этого турбореактивного двигателя. Передний кольцевой конец 16a центрального корпуса 16 поддерживает фиксированные лопатки 17, проходящие в радиальном направлении и соединяющие тот же самый центральный корпус с корпусом 12 вентилятора через концы лопаток. Для ориентации: этот передний конец 16a также называют промежуточным корпусом турбомашины.

И наконец, центральный корпус 16 вытянут в заднем направлении вдоль выпускного корпуса 19, при этом очевидно, что вышеупомянутые корпуса соединены друг с другом. Как может быть видно из вышеописанного, предпочтительно, чтобы это был турбореактивный двигатель с высоким коэффициентом двухконтурности.

Как можно увидеть на фиг.1, в этом предпочтительном варианте осуществления изобретения существуют, предпочтительно, три крепления 6a, 6b, 8 двигателя, и они все фиксируются на вышеупомянутом корпусе 12 вентилятора.

Фиг.2 показывает, что первое крепление 6a и второе крепление 6b, показанные схематически, расположены симметрично относительно первой вертикальной плоскости P, определяемой продольной осью 5 и направлением Z.

Если более точно, то оба крепления 6a и 6b фиксируются на периферийной кольцевой части 18 корпуса 12 вентилятора, и, предпочтительно, на задней стороне этой части 18, как схематически показано на фигуре.

Первое и второе крепления 6a и 6b двигателя могут быть в этом случае расположены таким образом, чтобы они располагались схематически напротив друг друга на периферийной кольцевой части 18, которая имеет внешнюю цилиндрическую поверхность 38 корпуса 12 вентилятора, при этом вторая плоскость P', определяемая продольной осью 5 и направлением Y, проходит через эти крепления 6a и 6b двигателя.

С помощью стрелок на фиг.2 схематически показаны и первое, и второе крепления 6a и 6b двигателя, спроектированные таким образом, чтобы они могли сопротивляться силам, генерируемым турбореактивным двигателем 2 вдоль направления Х и вдоль направления Z, но не силам, прикладываемым вдоль направления Y.

При таком способе крепления два крепления ба и 6b двигателя находятся на большом расстоянии друг от друга и совместно сопротивляются моменту, прикладываемому вдоль направления X, а также моменту, прикладываемому вдоль направления Z.

Фиг.2 также показывает, что третье крепление 8 двигателя, схематически показанное, также закреплено на периферийной кольцевой части 18 корпуса 12 вентилятора и также, предпочтительно, на заднем конце этой части 18.

Для информации следует заметить, что крепления 6a, 6b и 8 фиксируются на периферийной кольцевой части 18 корпуса 12 вентилятора через конструктивные элементы (не показаны) двигателя, которые, предпочтительно, эффективно скомпонованы и расположены на заднем конце периферийной кольцевой части 18. Тем не менее, также возможно, чтобы могли быть использованы двигатели, в которых конструктивные элементы располагаются дальше по направлению к переднему концу периферийной кольцевой части 18, при этом крепления 6a, 6b и 8 также будут фиксироваться дальше по направлению к переднему концу двигателя, и всегда на периферийной кольцевой части 18 корпуса 12 вентилятора.

Третье крепление 8 располагается на самой высокой части корпуса 12 вентилятора, и поэтому на самой высокой части периферийной кольцевой части 18, и, следовательно, первая плоскость P, упоминавшаяся ранее, воображаемо проходит через него.

С помощью стрелок на фиг.2 схематически показано, что третье крепление 8 двигателя спроектировано таким образом, что оно может сопротивляться силам, производимым турбореактивным двигателем 2 вдоль направления X и вдоль направления Y, но не силам, прикладываемым вдоль направления Z.

Таким образом, это третье крепление 8 и два крепления 6a, 6b совместно сопротивляются моменту, прикладываемому вдоль направления Y.

Следует заметить, что если крепления 6a, 6b и 8 двигателя схематично показаны на фиг.1 и 2, то должно быть понятно, что эти крепления могут быть выполнены в любой форме, известной специалистам в данной области техники, например такой, которая используется для узлов соединительных скоб и фитингов.

Главное преимущество, относящееся к этой конфигурации, которая только что была описана, заключается в том факте, что полная свобода центрального корпуса 16 относительно креплений 6a, 6b и 8 двигателя значительно уменьшает изгибание этого корпуса во время различных полетных ситуаций самолета, и поэтому значительно уменьшает износ, возникающий из-за трения между компрессором и лопатками турбины, находящимися в контакте с этим центральным корпусом 16. Кроме того, как будет описано далее, эта конфигурация, в которой задняя часть турбореактивного двигателя не имеет каких-либо креплений двигателя, делает возможным инициировать скользящее перемещение части гондолы.

Согласно фиг.1, гондола 3 показана только схематически и пунктирными линиями. На этой фигуре можно увидеть, что жесткая конструкция 10 пилона, спроектированная таким образом, чтобы она была симметричной относительно первой плоскости P, упоминавшейся выше, содержала центральный коробчатый лонжерон 20, который проходит от одного конца конструкции 10 к другому концу в направлении X, параллельно этому направлению. Для ориентации: этот лонжерон 20 может быть образован с помощью двух боковых лонжеронов, проходящих вдоль направления X, параллельно плоскости XZ, и соединенных друг с другом через поперечные ребра, ориентированные вдоль параллельных плоскостей XZ.

Кроме того, две боковые конструкции 22 расположены впереди относительно лонжерона 20 и на каждой его стороне (только одна из них является видимой, поскольку фигура показывает вид сбоку), спроектированные таким образом, чтобы переносить крепления 6a и 6b соответственно на их нижние концы. Для ориентации: эти две боковые конструкции 22 могут также быть в форме дополнительной коробки на переднем конце и сбоку, на лонжероне 20, при этом оставаясь в рамках изобретения.

Кроме того, хотя это не было показано, элементы 20, 22, вместе взятые, могут ограничивать часть воображаемой приблизительной цилиндрической поверхности с круговой секцией и продольной осью, параллельной центральному лонжерону 20. Другими словами, кривизна боковых конструкций 22, предпочтительно, адаптирована таким образом, чтобы они могли быть позиционированы вокруг и в контакте с этой воображаемой поверхностью на протяжении всей их длины. Таким образом, в общем, жесткая конструкция 10 образует участок приблизительно цилиндрического кожуха/каркаса с круговой секцией, которая может быть позиционирована вокруг и на некотором расстоянии от центрального корпуса 16 турбореактивного двигателя 2.

Диаметр воображаемой цилиндрической поверхности, предпочтительно, приблизительно равен диаметру внешней цилиндрической поверхности 38 кольцевой части 18 корпуса 12 вентилятора, чтобы минимизировать возможное нарушение вторичного потока, выходящего из кольцевого протока 13 вентилятора и входящего в кольцевой канал вторичного потока, имеющий ссылочную позицию 24 на фиг.1.

Гондола 3, окружающая турбореактивный двигатель 2, содержит переднюю часть с воздухозаборником 26. Эта передняя часть имеет традиционную конструкцию и выдается вперед на такое же расстояние, как задний конец 18 корпуса 12 вентилятора. Задняя часть гондолы, которая начинается от упомянутого ранее заднего конца 18, является специфической для этого изобретения и будет сейчас описана со ссылкой на последующие фигуры.

На фиг.3 и 4 можно увидеть, что задняя часть гондолы 3, вытянутая от заднего конца 18 корпуса 12 вентилятора, содержит, во-первых: фиксированный кольцевой участок 30 гондолы, образующий цельный единый кожух, полностью окружающий секцию турбореактивного двигателя 2, и более точно, находящийся вокруг центрального корпуса 16. Этот фиксированный участок 30 встроен в промежуточный корпус 16a и проходит по кольцевой траектории по направлению к задней части следующего профиля центрального корпуса 16, с которым он определяет кольцевое пространство 32, обычно определяемое как отсек гондолы, в котором расположено большое количество оборудования (не показано). Кроме того, фиксированный участок 30, радиально ограничивающий отсек 32 гондолы снаружи, содержит один или несколько лючков для доступа (не показано) к оборудованию турбореактивного двигателя, например, установленных на шарнирных петлях.

Задний конец фиксированного участка 30 поддерживается кольцом 34, которое поддерживается на центральном корпусе 16. Например, это кольцо 34, которое преодолевает термическое расширение турбореактивного двигателя, выполнено из колец и радиальных стрежней, соединенных с этими кольцами.

Фиксированный участок 30 также радиально ограничивает переднюю часть кольцевого канала 24 вторичного потока по направлению наружу, продолжая кольцевой проток 13 вентилятора по направлению назад.

Один из особых признаков этого изобретения заключается в существовании подвижного участка 40 гондолы, показанной на фиг.3 сплошными линиями в ее нормальном полетном положении, и пунктирными линиями в ее положении для технического обслуживания.

В нормальном полетном положении подвижный участок 40 гондолы проходит, приблизительно, от конца 18 корпуса 12 на такое же расстояние, как и задний конец гондолы, и образует кожух вокруг фиксированной части 30. Если более точно, то подвижный участок 40 гондолы образует цельный кожух вокруг всей секции турбореактивного двигателя, и поэтому эта секция начинается от промежуточного корпуса 16а или заднего конца 18 корпуса 12 вентилятора и выступает на такое же расстояние, как выпускной корпус 19. Как будет более детально описано позднее, подвижный участок 40 гондолы является специфическим в том плане, что он устанавливается свободно, чтобы скользить на жесткой конструкции 10 таким образом, чтобы он мог быть перемещен из переднего положения в направлении назад, и наоборот.

Подвижный участок 40, во-первых, имеет внешний кольцевой кожух 42, ограниченный на наружной стороне внешней аэродинамической поверхностью 44 гондолы, и на внутренней стороне - кольцевой стенкой 46, обеспечивающей внешнее ограничение кольцевого канала вторичного потока. По направлению к переднему концу поверхность 44 и стенка 46 радиально отделены друг от друга и выступают в заднем направлении, постепенно сближаясь до тех пор, пока они не войдут в контакт, как показано на задней части подвижного участка 40. Фиг.4 показывает, что этот конверт 40 обеспечен продольным углублением 48 на его верхнем конце, чтобы вместить жесткую конструкцию 10.

Кроме того, подвижный участок 40, центрированный на оси 5 в нормальном полетном положении, содержит кольцевую стенку 50, ограничивающую внутреннюю поверхность кольцевого канала вторичного потока, и поэтому расположен радиально внутрь от стенки 46. Две стенки 46, 50 жестко соединены друг с другом с помощью связующей полки 52, которая может быть, например, в форме множества радиальных кронштейнов в круговом пространстве от одной до другой стенки, при этом они расположены таким образом, чтобы вторичный поток мог протекать между ними без генерирования чрезмерно ограничивающих аэродинамических возмущений. Таким образом, радиальные кронштейны 52, имеющие аэродинамическую обтекаемую форму и соединяющие стенки 46 и 50, расположены в поперечной плоскости YZ вблизи от плоскости кольца 34 или совпадающей с ней. Таким образом, силы инерции, производимые массами двигателя, могут быть поглощены у их источника. Эти силы, например, возвращаются непосредственно на пилон от подвижного участка 40 через пару втулок (не показаны), расположенных в той же самой плоскости YZ и на каждой стороне жесткой конструкции пилона.

При более подробном рассмотрении фиг.3, 3a и 3b можно увидеть, что продольная жесткость подвижного участка 40 также усиливается с помощью наличия продольных радиальных стенок, образующих ответвления, эти стенки обозначены номерами ссылок 54 и 55. Например, стенки 54 и 55 установлены на верхнем конце и на нижнем конце относительно фиксированной части 30, т.е. в положениях, относящихся к расположениям стрелок на циферблате как 6 часов и 12 часов. Они выполнены в плоскостях XZ и являются в достаточной мере узкими, чтобы минимизировать аэродинамическое сопротивление. Кроме того, стенки 54 поддерживаются с помощью кожуха 40, при этом они могут быть расположены таким образом, чтобы их задний край сохранялся на одном уровне или располагался впереди от внешнего заднего края гондолы.

Эти стенки 54, 55 попарно совпадают, и поэтому переносятся, соответственно, подвижным участком 40 и фиксированной частью 30. Они обеспечены дополнительными имеющими определенную форму наружными краями, таким образом они попарно совпадают, когда они находятся в полетном положении. Фиг.3b показывает, что кольцевая стенка 46 может нести на себе две продольные радиальные стенки 54 при небольшом круговом разделении друг от друга в их верхней радиальной части при положении на 6 часов, причем эти две стенки 54 спроектированы таким образом, чтобы взаимодействовать с двумя продольными радиальными стенками 55, соответственно обращенными к ним и также начинающимися от фиксированной кольцевой стенки 30.

Подобное расположение стенок 54, 55 может быть обеспечено на нижнем радиальном конце фиксированной части 30, в положении на 12 часов, как показано на виде сбоку на фиг.3.

Таким образом, когда подвижный участок 40 находится в его нормальном полетном положении, кольцевой канал 24 вторичного потока радиально ограничен снаружи, начиная от концевой стенки 18 корпуса вентилятора, только с помощью внешней стенки 46 на такое же расстояние, как задний конец гондолы, в то время как он радиально ограничен с внутренней стороны, начиная от конца 18 корпуса вентилятора с помощью фиксированного участка 30, за которым следует внутренняя стенка 50 таким образом, что она является аэродинамически непрерывной с этим же самым участком.

В этом отношении передний конец внутренней стенки 50 поддерживается на заднем конце фиксированного участка 30, который, таким образом, формирует внутреннюю кольцевую радиальную поддержку для подвижного участка 40. Между двумя элементами создается кольцевой контакт, располагающийся рядом с поддерживающим кольцом 34, чтобы получить лучшую передачу бокового и вертикального усилий от турбореактивного двигателя к гондоле, для того чтобы ограничить его изгибание. Таким образом, силы проходят последовательно и приблизительно в той же самой поперечной плоскости YZ через корпус 16, кольцо 34, фиксированный участок 30, кольцевой контакт, упоминавшийся ранее, радиальные кронштейны 52, образующие связующие полки, и втулки, добавленные на жесткую структуру пилона.

Тем же самым способом передний конец стенки 46 поддерживается на кольцевом конце 18 корпуса вентилятора, таким образом формируя другой кольцевой поддерживающий выступ для подвижного участка 40, сдвинутого вперед. И еще раз, когда подвижный участок 40 гондолы получает поддержку на корпусе вентилятора, его эффективность при выполнении функции ограничения деформации турбореактивного двигателя за счет сопротивления вертикальным и поперечным силам, возникающим вследствие воздействия давления, очень сильно увеличивается. Она увеличивается даже еще больше за счет того факта, что в этом положении вышеупомянутые стенки 54, 55 находятся попарно во взаимном контакте, через их соответствующие края, как показано на фиг.3.

Следовательно, когда подвижный участок 40 гондолы закрыт за счет его смещения по направляющей в направлении вперед, как описано далее, создаются две кольцевые поддержки, которые могут быть спроектированы таким образом, чтобы быть более или менее жесткими, в зависимости от требуемой жесткости или допусков. Также создаются линейные поддержки между продольными краями вышеупомянутых стенок 54, 55, попарно направленных навстречу друг другу.

Кроме того, два болта 60, например, расположены на боковых концах турбореактивного двигателя, точнее в плоскости P', соответственно на 3 часа и 9 часов, и симметрично относительно плоскости Р. Они обеспечиваются, чтобы получить преимущество, заключающееся в том, что они хорошо заметны и легко доступны с земли, таким образом позволяя заблокировать подвижный участок 40 в его нормальном полетном положении. Другими словами, они расположены продольно, на одной линии с корпусом 12 вентилятора и пилоном 4. Как показано на фигуре, болты 60 (только один болт показан на фиг.3, т.к. здесь показан вид сбоку) могут быть расположены таким образом, чтобы фиксироваться к нижним концам двух боковых коробок 22 жесткой конструкции, не выходя за рамки объема изобретения.

Следовательно, подвижный участок 40 удерживается в трех направлениях X, Y и Z, при этом отметим возможность прикрепления продольных штифтов на подвижном участке 40, которые могут автоматически проникать в соответствующие отверстия, образованные в корпусе 12 вентилятора или жесткой конструкции 10, когда он смещается по направлению к его нормальному полетному положению.

Это смещение достигается с помощью направляющей 62, обеспеченной на жесткой конструкции пилона крепления, также называемой первичной конструкцией. Эта направляющая 62 выполнена, например, в виде рельса, взаимодействующего с подкладками 64, которые переносятся подвижным участком 40, как показано на фиг.4, хотя противоположное решение также могло бы предусматриваться, не выходя за рамки объема изобретения.

Направляющая 62 затем располагается в продолговатом углублении 66, образованном в верхней части внешней стенки 46, а также служит для вмещения подкладок 64, которые переносятся этой стенкой 46, при этом направляющая проходит по слегка искривленной траектории, обозначенной ссылкой 68 на фиг.3, ориентированной, приблизительно, вдоль направления оси X. Обычно, направляющая 62 определяет линию/траекторию 68, близкую к горизонтальной, но оптимизированную таким образом, чтобы облегчать разделение присутствующих элементов и адаптироваться к формам пилона и других элементов сборки двигателя. Фактически, принятая немного искривленная форма, ориентированная по направлению к оси 5, вызывает сдвиг подвижного участка 40 от этой оси 5, когда он перемещается по направлению назад, в положение для технического обслуживания, показанному на фигуре пунктирными линиями, причем участок 40 перемещается вниз от этой продольной оси 5. В положении для технического обслуживания подвижный, цельный участок 40 гондолы значительно перемещается по направлению назад, чтобы обеспечить доступ к оборудованию турбореактивного двигателя через дверцы для доступа, которые становятся доступными, когда участок 40 отведен назад. В этом отношении, например, конструкция скомпонована таким образом, что подвижный участок 40 беспрепятственно перемещается до тех пор, пока его передний конец не приблизится к заднему концу фиксированного участка 30, как показано на фиг.3. Кроме того, когда подвижный участок 40 перемещается по направлению назад, предпочтительно автоматически, тем же самым способом, как он перемещается по направлению вперед, чтобы вернуться в его нормальное полетное положение, участок 40 перемещается относительно пилона с помощью продольного скольжения жесткой конструкции в продолговатом углублении 48. Кроме того, перемещение подвижного участка 40 очевидно облегчается за счет отсутствия заднего крепления двигателя, как было описано выше.

Эта фигура ясно показывает, что подвижный участок 40 образует цельный кожух, окружающий поперечное сечение турбореактивного двигателя на протяжении 360° без каких-либо перерывов. Более точно, каждая из концентрических стенок 46 и 50, ограничивающих канал 24 вторичного потока, образуют цельный конверт, окружающий данную секцию турбореактивного двигателя на протяжении 360° без каких-либо перерывов.

Непрерывная структура каждой из стенок 46 и 50 вокруг двигателя на 360° очень заметно уменьшает шум, создаваемый вторичным потоком в задней части гондолы, причем этот шум будет даже более ослаблен за счет добавления обшивки 80 акустической защиты, которая выполнена без перерывов вокруг каждой из этих кольцевых стенок 46, 50. В частности, обшивка 80 на внешней стенке 46, на конце которой образовано углубление 66, следует по U-образному профилю углубления 66, когда она проходит от одного из глобальных С-образных элементов, составляющих стенку 46, к другому, как можно отчетливо увидеть на фиг.4.

Фиг.5 показывает заднюю часть гондолы, включающую в себя систему 90 реверса тяги, при этом нижняя половина вида показывает систему во втянутой конфигурации с подвижным участком 40 в нормальном полетном положении, а верхняя половина вида показывает систему в развернутой конфигурации с подвижным участком 40 в положении, находящемся ближе к заднему концу, например, соответствующему положению для технического обслуживания, в котором обеспечивается доступ к оборудованию турбореактивного двигателя.

Как можно увидеть на этой фиг.5, система 90, предпочтительно, переносится упомянутым выше кольцевым концом 18 корпуса 12 вентилятора, на его заднем конце. Может быть использован известный тип системы, например «лепестковый» или «в виде зажима крокодил», хотя было бы также возможно предусмотреть внедрение системы, содержащей LRU (Line Replaceable Units - быстросменные блоки), установленной сзади относительно корпуса вентилятора.

В таком случае эта система 90 реверса тяги выполнена таким образом, чтобы функционировать с помощью смещения от толкающего усилия подвижного участка 40 гондолы вдоль направляющей на такое значение, которое необходимо для развертывания лепестков или их эквивалентов, которые за счет развертывания в кольцевом вторичном канале 24, как показано на верхней половине вида, становятся способными переносить силы, возникающие от воздействия давления, непосредственно на корпус вентилятора, таким образом преобразовывая направление потока газа, показанного стрелкой 92. Если более точно, то лепестки или зажимы в виде крокодила, развернутые во вторичном канале 24, могут отклонять воздух, который не может далее передаваться в заднем направлении, но в этом случае принуждается выходить наружу гондолы благодаря контакту с лепестками, имеющими усиливающий компонент, в направлении, противоположном направлению движения самолета.

С другой стороны, когда подвижный участок 40 гондолы находится в его нормальном полетном положении, то каждый лепесток или зажим в виде крокодила размещается между кольцевыми стенками 44, 46, образуя внешний кольцевой конверт 42, как показано на нижней половине вида. Таким образом, система 90 реверса тяги не создает никаких возмущений для вторичного потока, поскольку он не проникает в кольцевой вторичный канал 24. Кроме того, имплантация этой системы не создает никаких прерываний в обшивке 80 акустической защиты. Кроме того, лепестки или зажимы в виде крокодила перемещаются в том же самом кольцевом пространстве 24, в котором располагаются вышеупомянутые продольные стенки 54, 55, однако круговое положение лепестков или зажимов в виде крокодила относительно стенок 54, 55 адаптировано таким образом, что между ними не существует механического взаимовлияния.

Естественно, управление развертыванием лепестков или зажимов в виде крокодила и управление смещением подвижного участка 40 осуществляется в такой последовательности, чтобы между этими элементами не происходило какого-либо механического взаимовлияния, причем эти системы управления, очевидно, будут работать как дополнение к системе управления болтами 60 позволяющими/предотвращающими перемещение подвижного участка 40.

Очевидно, что специалисты в данной области техники могли бы сделать различные модификации узла 1 двигателя самолета, одна из которых только что была описана как неограничивающий пример. В частности, хотя узел 1 двигателя был представлен в конфигурации, в которой он мог быть подвешен под крылом самолета, этот узел 1 мог быть представлен в другой конфигурации, в которой он мог быть установлен над крылом самолета или даже на задней части фюзеляжа, предпочтительно сбоку.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1. Узел (1) двигателя самолета, содержащий турбореактивный двигатель (2), пилон (4) крепления турбореактивного двигателя и гондолу (3), установленную на пилоне крепления и окружающую турбореактивный двигатель (2), при этом гондола содержит, по меньшей мере, один подвижный участок (40) гондолы, образующий единый цельный кожух вокруг секции турбореактивного двигателя, подвижный участок (40) гондолы имеет кольцевую стенку (50), обеспечивающую внутреннее разграничение канала (24) кольцевого вторичного потока и кольцевую стенку (46), обеспечивающую внешнее разграничение канала кольцевого вторичного потока, кольцевая стенка (50), обеспечивающая внутреннее разграничение канала (24) кольцевого вторичного потока, и кольцевая стенка (46), обеспечивающая внешнее разграничение канала кольцевого вторичного потока, обе оборудованы обшивкой (80) акустической защиты, отличающийся тем, что подвижный участок (40) гондолы установлен свободно, с возможностью скольжения на пилоне крепления таким образом, чтобы он мог перемещаться из переднего положения в направлении назад, и наоборот, и тем, что задний конец (18) корпуса (12) вентилятора турбореактивного двигателя, на котором каждое из креплений (6а, 6b, 8) зафиксировано для обеспечения крепления двигателя к пилону, образует внутреннюю радиальную поддержку для подвижного участка (40) гондолы.

2. Узел по п.1, отличающийся тем, что каждая обшивка (80) акустической защиты выполнена непрерывной вокруг взаимодействующей с ней кольцевой стенки (46, 50).

3. Узел по п.1, отличающийся тем, что гондола также содержит фиксированный участок (30) гондолы, образующий единый цельный кожух вокруг секции турбореактивного двигателя, при этом фиксированный участок гондолы фиксируется на турбореактивном двигателе (2), а также тем, что фиксированный участок (30) гондолы образует внутреннюю радиальную поддержку для подвижного участка (40) гондолы.

4. Узел по п.3, отличающийся тем, что внутренние радиальные поддержки являются кольцевыми поддержками.

5. Узел по п.3, отличающийся тем, что фиксированный участок (30) гондолы содержит один или несколько лючков для доступа к оборудованию турбореактивного двигателя.

6. Узел по п.1, отличающийся тем, что скольжение подвижного участка (40) гондолы относительно пилона (4) крепления производится с помощью направляющей (62), обеспеченной на одном из этих двух элементов, при этом направляющая проходит по линии (68) с небольшим искривлением и расположена вдоль приблизительного продольного направления (X) сборки двигателя.

7. Узел по п.1, отличающийся тем, что он содержит систему (90) реверса тяги, поддерживаемую с помощью корпуса (12) вентилятора и расположенную сзади от корпуса вентилятора, при этом система (90) реверса тяги расположена в подвижном участке (40) гондолы, когда подвижный участок гондолы находится в нормальном полетном положении.

8. Самолет, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, один узел (1) двигателя, по любому из пп.1-7.

www.freepatent.ru


Смотрите также