Настоящее изобретение относится к самолетам и иным летательным аппаратам как с постоянной; так и с изменяемой геометрией крыла; которые для большего удобства будут далее называться общим термином "самолет"; несущим на каждом крыле по меньшей мере одну силовую установку из двух двигателей, предназначенную для оснащения подобных самолетов.
Речь пойдет далее либо о моторах, либо о реактивных двигателях, так как понятно, что настоящее изобретение включает и иные типы авиационных двигателей, таких как турбовинтовые, прямоточные воздушно-реактивные двигатели и т. д. обычно используемые на самолетах.
Известны самолеты, силовые установки которых состоят из двух объединенных реактивных двигателей, оси которых параллельны друг другу, причем плоскость этих осей строго перпендикулярна средней плоскости крыла, смежного с этими двигателями. Подобные компоновки описаны в патентах США N 2969938 и 3047255.
Однако, эти два реактивных двигателя шарнирно соединены с крылом таким образом, что угол, образуемый их осями с плоскостью этого крыла, является изменяемым.
Известны также летательные аппараты с вертикальными взлетом и посадкой, на которых реактивные двигатели с параллельными друг другу осями шарнирно закреплены на фюзеляже вокруг осей вращения, параллельных друг другу и плоскости крыла. Оси указанных двигателей вертикальны при взлете и горизонтальны в полете, как описано в патентах США N 3469803 и 4492353.
Однако, в указанных описаниях речь идет либо о летательных аппаратах специального назначения, либо с изменяемой геометрией крыла, как в патенте США N 3047255, либо с вертикальным взлетом, а не об обычных самолетах, осуществляющих регулярные перевозки грузов или пассажиров.
Кроме того, в патенте Франции В-1055264 описан самолет, оснащенный двумя главными реактивными двигателями, предназначенными для работы в постоянном режиме и размещенными соответственно под двумя крыльями, имеющий также вспомогательные реактивные двигатели малой тяги, предназначенные для работы исключительно в случае выхода из строя основных реактивных двигателей или недостаточности их работы. Каждый реактивный двигатель описанного самолета, размещенный под крылом, снабжен вспомогательным реактивным двигателем, расположенным по вертикали относительно основного реактивного двигателя под крылом, в крыле или, в случае необходимости, над крылом. Подобное расположение облегчает техническое обслуживание основного реактивного двигателя.
Это теоретически интересное решение в действительности оказывается крайне дорогостоящим, принося лишь выигрыш в мощности, незначительный, учитывая изменения в конструкции самолета. Основное преимущество таких вспомогательных реактивных двигателей заключается в приложении дополнительной небольшой мощности при взлете в случае повышенной температуры на земле.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков, присущих вышеуказанным самолетам и создание самолета, несущего на каждом крыле по меньшей мере одну силовую установку из двух двигателей, оси которых строго параллельны между собой и расположены вертикально друг над другом относительно средней плоскости крыла самолета по обе стороны этого крыла, причем данная силовая установка с большей легкостью монтируется на крыле самолета, а также имеет преимущества с точки зрения напряжений, аэродинамики, безопасности и экономичности использования.
Согласно изобретению, этот самолет отличается тем, что два двигателя закреплены на одном и том же пилоне, содержащем средства для его закрепления на крыле, и это пилон выполнен так, что два двигателя смещены продольно один относительно другого, причем один смещен вперед относительно передней кромки крыла, а другой назад, к задней кромке крыла таким образом, чтобы крутящий момент, приложенный к вышеуказанному крылу и вызванный силой тяжести и усилием тяги каждого двигателя, постоянно сводился к минимуму.
Преимущество использования цельного или составленного из нескольких частей пилона для установки двух двигателей, оси которых смещены по высоте относительно средней плоскости крыла и расположены друг над другом по одну и по другую сторону крыла, заключается в уменьшении момента кручения крыла. Более того, балансировка двигателей относительно оси крыла облегчается, как описано ниже.
Очевидно, что речь идет о главных, а не о вспомогательных двигателях, как в указанном патенте Франции В-1055264. Эти двигатели, таким образом, предназначены для постоянной работы во время полета самолета, а не для включения от случая к случаю.
Очевидно, что в этом случае постоянное сведение к минимуму крутящего момента, приложенного к крылу и вызванного силой тяжести и усилием тяги каждого двигателя, означает уменьшение в значительной степени указанных моментов, приложенных к крылу, на котором установлены два двигателя, закрепленные над или под этим крылом на определенном расстоянии один от другого.
Кроме того, расположение двух двигателей, обеспечивающее сведение к минимуму крутящих моментов, приложенных к крылу и вызванных силой тяжести и тягой каждого реактивного двигателя, серьезно влияет не только на конструкцию и стоимость крыла, но и на его прочность, а также надежность и безопасность самолета в целом.
Согласно предпочтительному варианту выполнения изобретения ось двигателя, смещенного вперед, расположена под крылом, а ось двигателя, смещенного назад, расположена над крылом, при этом целесообразно, чтобы передняя кромка переднего нижнего двигателя была расположена на расстоянии от передней кромки крыла, равном примерно 60% от размера хорды крыла, а верхний задний двигатель был расположен в вертикальной плоскости пилона, за пределами турбулентной зоны, образованной этим крылом.
Пилон, соединяющий два двигателя с крылом может быть простой опорой, в этом случае он называется единым, или состоять из нескольких частей (составной пилон). В этом последнем случае целесообразно предусмотреть, чтобы составной пилон представлял собой структурное целое с кессоном крыла.
В другом варианте осуществления изобретения пилон состоит из двух объединенных балочных ферм, которые проходят в разных направлениях, на которых установлены соответственно передний и задний двигатели и плоскость симметрии которых проходит через оси указанных двигателей, причем ферма, несущая задний двигатель, проходит через заднюю кромку крыла.
В частности, силовая установка предпочтительно содержит единый V-образный пилон для установки двух двигателей, прикрепленный к кессону крыла, а ферменно-балочная система состоит из фермы, строго параллельной крылу, за которым расположена верхняя ферма, расположенная поперечно и наклонно относительно этого крыла.
В другом варианте предпочтительного выполнения изобретения составной пилон состоит из двух балочных ферм, скрепленных одна с другой и прикрепленных к нервюре кессона крыла, а соединение между двумя фермами, имеющими вид буквы V, расположено на одной линии с задней поверхностью кессона крыла. Такое расположение облегчает установку пилона и еще более усиливает структурную целостность с кессоном крыла.
В частности, изобретением предусматривается, чтобы задняя ферма пилона была скреплена в верхней части с верхней задней частью кессона крыла, и в нижней части с задней нижней частью передней фермы таким образом, чтобы высота фермы, поддерживающей задний двигатель, на линии ее соединения с передней фермой была равна сумме высот этой передней фермы и кессона крыла.
При рациональном расположении двигателей пилон состоит из двух балочных ферм, расположенных в виде буквы V, причем угол V-профиля задан так, чтобы результирующее усилие тяги по меньшей мере при некоторых режимах проходило точно по оси кручения крыла, и чтобы моменты, вызванные силой тяжести двигателей, уравновешивались относительно этой оси. Такое расположение значительно снижает усталость крыла и имеет при этом определенные преимущества с точки зрения управления.
Изобретением также предусматривается размещение в верхней задней ферме пилона средств управления закрылками.
В частности, средства управления закрылками могут быть установлены на вспомогательной балке, скрепленной вилочным соединением с нижней частью задней фермы пилона.
Другие особенности и преимущества изобретения следуют из нижеследующего описания примера его выполнения, поясняемого прилагаемыми чертежами, на которых фиг. 1 представляет собой схематичный вид сбоку крыла самолета, оснащенного силовой установкой согласно изобретению; фиг. 2 представляет собой соответствующий вид спереди в более мелком масштабе; фиг. 3 изображает вид в плане, соответствующий виду на фиг. 2; фиг. 4 схематично показывает аэродинамический поток относительно силовой установки, изображенной на фиг. 1, во время крейсерского полета; фиг. 5 изображает то же, что и фиг. 4, но при полете с набором высоты под большим углом атаки; фиг. 6 представляет собой схематичный вид, аналогичный виду на фиг. 1, показывающий точки скрепления пилона с крылом и реактивных двигателей с пилоном; фиг. 6a, 6b, 6c представляют собой вынесенные схемы, показывающие в плане расположение этих точек скрепления; фиг. 7 изображает конструктивное выполнение пилона; фиг. 8 представляет собой изображение в перспективе балочных ферм пилона в разобранном виде и их отдельных частей; фиг. 9 изображает поперечный разрез кессона крыла; показывающий взаимное крепление этого кессона и балочных ферм пилона; фиг. 10 показывает в перспективе узлы крепления нижней фермы пилона в разобранном виде; фиг. 11 представляет собой вид спереди в направлении; указанном стрелкой XI на фиг. 9, показывающей крепление нижней части фермы пилона к кессону крыла; фиг. 12 изображает в перспективе узлы крепления задней фермы пилона; фиг. 13 схематично изображает в виде сбоку узлы связи закрылков с пилоном; фиг. 14 изображает вспомогательную балку, на которой установлены средства управления указанными закрылками; фиг. 15 изображает соответствующий вид в плане; фиг. 16 изображает разрез по линии XVI-XVI на фиг. 14 в укрупненном масштабе; фиг. 17 изображает в плане схематичный вид в плане самолета с шестью реактивными двигателями, установленными согласно изобретению; фиг. 18 изображает то же, что и фиг. 17, но самолета с восемью реактивными двигателями; фиг. 19 схематично изображен поперечный разрез по линии XIX-XIX на фиг. 1, и фиг. 20 изображает то же, что и фиг. 1, но с другим вариантом выполнения составного пилона.
На фиг. 1-3 показан предпочтительный вариант выполнения предлагаемого самолета или иного летательного аппарата с закрепленными плоскостями, крыло 1 которого содержит, как обычно, внутренний кессон 2 строго прямоугольного сечения, который представляет собой несущую конструкцию аппарата.
Согласно настоящему изобретению крыло 1 несет силовую установку, состоящую из пилона, обозначенного в целом цифрой 3, и реактивных двигателей 4 и 5, закрепленных на нем. Геометрические оси XX и YY, соответствующие векторам усилий их тяги, параллельны между собой и расположены по вертикали одна над другой относительно средней плоскости P-P крыла 1 (фиг. 2). Пилон 3 единой или составной конструкции включает в себя описанные ниже узлы крепления крыла 1 к кессону 2. С другой стороны, пилон выполнен в виде буквы V, так, что два реактивных двигателя 4 и 5 крепятся соответственно к переднему и заднему его концам, при этом двигатели продольно смещены один относительно другого, двигатель 4 размещен перед передней кромкой крыла 1, а двигатель 5 смещен за заднюю кромку крыла 1.
В описанном варианте выполнения ось XX реактивного двигателя 4 смещена вперед и расположена под крылом 1, тогда как ось YY реактивного двигателя 5 смещена назад и расположена над этим крылом. Такое расположение, при котором реактивный двигатель 4, установленный под крылом, смещен вперед, а реактивный двигатель 5, установленный над крылом, смещен назад, соответствует предпочтительному варианту выполнения изобретения.
Такие факторы, как расположение реактивных двигателей относительно крыла, длина и угол раскрытия V-образного пилона 3, перечисленные здесь в порядке их значимости, являются определяющими и предпочтительными с точки зрения как статики, так и динамики и аэродинамики.
На фиг. 1 поз. F обозначает линию кручения крыла 1, К4 и К5 центры тяжести соответствующих реактивных двигателей 4 и 5, а поз. Т4 и Т5 их осевые усилия тяги.
В соответствии с настоящим изобретением целесообразно, чтобы моменты сил тяжести Р4 и Р5 относительно линии кручения F крыла 1 были равны, что выражается уравнением: P4xd4=P5xd5, где d4 и d5 обозначают расстояния от центров тяжести по вертикали по линии кручения.
Дополнительно нужно также, чтобы моменты тяг Т4 и Т5 относительно линии F были равны, когда реактивные двигатели работают в одном режиме, что выражается новым уравнением: T4 x e4 T5 x e5, где e4 и e5 обозначают соответственно расстояния от осей XX и YY до линии F.
Если вес реактивных двигателей одинаков, то должны быть одинаковыми и расстояния d4 и d5, а если их усилия тяги одинаковы, то будут одинаковы также и расстояния e4 и e5. В рамках изобретения возможно размещение на пилоне 3 реактивных двигателей 4 и 5 разного веса и различной тяги, при условии приведения в соответствие расстояний d и e таким образом, чтобы по меньшей мере при определенных обстоятельствах вес реактивных двигателей уравновешивался относительно линии F, и чтобы через нее проходила результирующая их усилий тяги. В этом случае усталостные напряжения, испытываемые кессоном 2 крыла 1, сводятся к минимуму.
Вместе с этим понятно, что если усилия тяги Т4 и Т5 дифференциально изменяются таким образом, что результирующий момент на линии F перестает быть равен нулю, возможно сообщение крылу 1 момента крена, благоприятствующего кабрированию или пикированию, что повышает возможность управления.
Расположение реактивных двигателей и соответственно, длина двух ветвей пилона 3 определяются с учетом аэродинамики так, чтобы данные двигатели были отделены, как только это возможно, от возмущенной зоны потока воздуха на уровне крыла 1.
На фиг. 4 буквой "а" обозначена зона повышенного давления на уровне передней кромки крыла 1, а буквой "b" установившаяся зона турбулентности, простирающаяся от верхней поверхности крыла к ребру 1b его обтекания. Положение и размер зон "a" и "b" зависят, очевидно, от скорости самолета и от наклона крыла, как видно из фиг. 5, где аппарат изображен с большим восходящим углом атаки.
Для обеспечения выполнения этих условий целесообразно размещать передний край 4а нижнего переднего реактивного двигателя 4 на расстоянии от передней кромки крыла 1, равном ровно 60% ширины этого крыла.
Что касается верхнего заднего реактивного двигателя 5, то сначала определяют граничную кривую S, под которой поток воздуха может быть возмущен не только из-за турбулентности; связанной с верхней поверхностью крыла 1, но также из-за турбулентности, являющейся результатом наклона осей реактивных двигателей при взлете и посадке. Положение граничной кривой S изменяется в зависимости от наклона крыла и является менее благоприятным при горизонтальном полете, чем при полете с набором высоты, что можно видеть, сравнивая фиг. 4 и 5.
Определив кривую S, нижнюю часть 5а передней кромки верхнего заднего реактивного двигателя 5 располагают так, чтобы она находилась за кривой S при всех нормальных видах полета, в частности, при горизонтальном полете и при полете с набором высоты.
Аэродинамические качества силовой установки улучшаются при установке профильного обтекателя, внешний контур которого схематично изображен на фиг. 1 цифрой 6. Обтекатель 6 связан с обтекателем крыла 1 и охватывает одновременно нижнюю переднюю ферму 7 и верхнюю заднюю ферму 8, которые образуют пилон 3. В частности, обтекатель 6 содержит передний обтекатель 6а, который накрывает носок фермы 7, и верхний обтекатель 6b, который связывает верхнюю поверхность крыла 1 с внешним обтекателем реактивного двигателя 5. Обтекатель 6b оканчивается сзади за фермой 8 тонкой частью 6c, которая соединена с заостренной частью 6d, связанной с нижним обтекателем 6e фермы 7, продолжая ребро обтекания 1b крыла 1.
Как видно на фиг. 7, обтекатель 6b в верхней части включает в себя консоль 60 переднего обтекателя реактивного двигателя 5, что допускает аэродинамическое сопряжение этих деталей.
Закрепление передних частей 6b обтекателя на задней ферме 8 обеспечивается концевыми нервюрами 111 (фиг. 19), скрепленными болтами с продольными ребрами 112 фермы 8. Соединение усилено заклепками или болтами 113, проходящими сквозь балку и вставленными в отверстия, предусмотренные для этого в заднем поясе фермы обтекателя 6b. Для заднего обтекателя 6c соединение обеспечивается нервюрами 114, 115, которые скреплены между собой болтами в паз.
Далее указаны технические преимущества применения предлагаемой силовой установки из двух реактивных двигателей в тандеме. Объединение двух реактивных двигателей на одном пилоне единой или составной конструкции позволяет уравновешивать усилия тяги относительно крыла вокруг его оси кручения, а также придавать центру тяг благоприятное положение относительно центра лобового сопротивления.
Уравновешивание веса крыла относительно оси кручения F также очень благоприятно для стабилизации аппарата и уменьшает усталость крыла. Более того, такая балансировка позволяет располагать силовую установку на оптимальном расстоянии относительно оси фюзеляжа и на значительном расстоянии по длине крыла. Наконец, при этих условиях, изгибающий момент крыла, связанный с весом реактивных двигателей, может быть уменьшен по сравнению с классической конфигурацией, где реактивные двигатели последовательно располагаются по длине крыла.
Сосредоточение двух реактивных двигателей в одном месте облегчает их монтаж, а также способствует уменьшению отклонений от заданного курса, вызванных тем, что двигатели разнесены по длине крыла, особенно в случае выхода из строя одного из них. Это позволяет уменьшить поверхность руля и угол его отклонения.
Силовая установка из двух реактивных двигателей в тандеме может быть с выгодой установлена вместо одного двигателя, мощность которого вдвое больше мощности каждого из двух указанных двигателей.
Такая возможность благоприятна с точки зрения выбора характеристик реактивных двигателей. Размеры обтекателей этих двигателей могут быть уменьшены. В силу этого величина просвета свободное пространство между поверхностью земли и нижней частью 4b реактивного двигателя 4 становится менее критичной, что позволяет оснащать самолет более коротким и более легким посадочным шасси вследствие чего облегчается доступ к кабине и к выходам.
Использование силовой установки из двух реактивных двигателей меньшего объема в тандеме позволяет уменьшить масштаб повреждений в случае поломки лопаток. В самом деле, конструкция, предусмотренная изобретением, предохраняет смежный двигатель от возможности такого в него попадания.
Два реактивных двигателя малого объема производит меньше шума, чем один двигатель двойной мощности. Техническое обслуживание двух реактивных двигателей, размеры которых меньше размеров одного реактивного двигателя двойной мощности, также более экономично с точки зрения как цены деталей, так и легкости монтажа. Реактивные двигатели малой мощности имеют также соотношение между ценой и усилием тяги, чем мощные. В силу этого применение двух реактивных двигателей с одинаковой тягой имеет следствием уменьшение стоимости их изготовления.
Опасность, связанная с интерференцией от лобового сопротивления из-за положения переднего реактивного двигателя, уменьшена благодаря размерам этого двигателя. Кроме того, задний реактивный двигатель в своей верхней части не вызывает значительного лобового сопротивления. Силовая установка, выполненная согласно изобретению, имеет преимущество с точки зрения уменьшения лобового сопротивления. Установка реактивного двигателя над крылом в переднем положении была бы невыгодна с точки зрения аэродинамического напора. Изобретение преодолевает этот недостаток, так как над крылом расположен задний реактивный двигатель 5, и поэтому нет риска вызвать интерференцию от переднего реактивного двигателя 4.
С конструктивной точки зрения благодаря наличию всего одного пилона под крылом возможно размещение вспомогательного оборудования реактивных двигателей не только в передней, но и в задней части пилона. Возможна также оптимизация их расположения. Это позволяет продублировать вспомогательные средства путем создания резерва. Оказывается также, что расположение единого или составного пилона для двух реактивных двигателей при номинальных условиях приводит к значительным техническим преимуществам.
Рассмотрим теперь в качестве примера некоторые конструктивные аспекты силовой установки, выполненной согласно изобретению, и ее связь с крылом самолета.
Как видно из фиг. 6, передняя ферма 7 пилона 3 подвешена под кессоном 2 крыла 1 и скреплена в точке A с передней поверхностью кессона крыла, в точке B с нижней поверхностью кессона за точкой A, и в точке C с задней поверхностью кессона.
Две фермы 7 и 8 пилона 3 могут составлять единую поддерживающую конструкцию, но в предпочтительном варианте пилон 3 выполнен как соединение двух независимых ферм 7 и 8. В первом случае ферма 8 в своей нижней части скреплена с задней поверхностью кессона 2 в точке D, расположенной строго вертикально над точкой C. В другом случае, когда пилон состоит из двух частей, задняя ферма 8 также скреплена в точке E с нижней задней частью передней фермы 7.
Согласно описанному предпочтительному выполнению изобретения задняя ферма 8 скреплена в своей верхней части с верхней задней частью кессона 2 в точке D, а в нижней части с нижней задней частью передней балки 7 в точке E, причем целесообразно, чтобы высота фермы 8 в своей передней части была строго равна сумме высот передней балки 7 и кессона 2 крыла 1. Узлы, некоторые из которых описаны далее, могут служить для обеспечения жесткой связи между деталями 2, 7 и 8, принимая во внимание все статические и динамические нагрузки, которые могут возникать в этой области.
Реактивный двигатель 4 закреплен на пилоне 3 в двух точках E и G, а двигатель 5 в точках H и J. Предпочтительно, чтобы средства закрепления обоих двигателей были идентичны, хотя передний двигатель 3 подвешен, а задний 5 установлен на опоре.
Предпочтительно также, чтобы пилон 3, единый или составной, представлял собой ребристую ферму. На фиг. 6 одной линией обозначены обычные, а двумя линиями усиленные ребра жесткости, которые расположены вровень с точками прикрепления пилона к кессону крыла и реактивных двигателей к пилону.
Предусмотренные крепления схематично показаны в плане на фиг. 6a, 6b и 6c. Примеры осуществления подобных креплений приведены ниже.
В одном из вариантов выполнения изобретения, показанном на фиг. 7 и 8, в котором пилон 3 состоит из передней нижней фермы 7 и задней верхней фермы 8, каждая из которых содержит профилированные ребристые балки соответственно 11 и 12 прямоугольного сечения с ребрами жесткости 13, 14, расположенными уступами в определенной последовательности, и с усиленными ребрами жесткости 15 и 16 в точках, указанных выше.
Балки 11, 12 закрыты обшивкой соответственно 17a, 17b и 18 и окаймлены по бокам обшивкой 19, 20, причем предпочтительно, чтобы они имели на своей внутренней поверхности усиленные ребра жесткости, как видно на одной из боковин 20.
Передняя ферма 7 как обычно содержит треугольный носок 21 в области F крепления реактивного двигателя 4. С другой стороны она имеет двускатный профиль в области A крепления к кессону 2 крыла 1, причем задняя поверхность 22 балки 11 расположена строго в плоскости задней поверхности 23 кессона 2, как видно из фиг. 9.
Верхняя задняя ферма 7, выполненная в форме параллелограмма, расположена напротив указанных поверхностей 22 и 23 и высота ее равна общей высоте фермы 7 и кессона 2 в положении скрепления. Задняя поверхность 25 фермы 8 снабжена средством фиксации для одновременной связи кессона 2 и фермы 7. Эти средства описаны ниже. Противоположный конец фермы 2 имеет плоский срез 26, соответствующий точке крепления J, и носок 27, аналогичный носку 21 фермы 7, но противоположно направленный. Носок 27 расположен в месте крепления H верхнего реактивного двигателя 5. Не показанный тепловой экран лежит на верхней части фермы 8 и частично на плоском срезе 26 и служит для защиты этой фермы от тепла реактивного двигателя 5.
Как видно из фиг. 10-11, узлы крепления нижней передней фермы 7 к кессону 2 крыла 1 содержат в области A пару проушин 31, закрепленных на передней поверхности 30 кессона 2, к которым прикреплена пара серег 32, обеспечивающая связь с парой вилок 33, принадлежащих накладке фермы 7.
На уровне точки B крепления обшивки 17b фермы 7 имеется отверстие 34 для тяговой втулки 35, закрепленной на поверхности 24 кессона 2. Наконец, на уровне точки C поверхность 29 нижней фермы 7 имеет проушину 36, по обе стороны которой установлены две V-образные серьги 37, шарнирно связанные с двойной проушиной 38, прикрепленной к задней поверхности 23 кессона 2. Как видно на фиг. 11, двойная проушина 38 предпочтительно прикреплена к основанию двойной вилки, плечи 38а которой закреплены по всей высоте поверхности 23 кессона 2 и прижаты к нему. Подобная система связи позволяет поглощать все напряжения, которым подвергается соединение между нижней фермой 7 и кессоном 2 при разных условиях эксплуатации самолета.
Как показано на фиг. 9 и 12, взаимное скрепление ферм 7, 8 и кессона 2 на уровне поверхностей 22, 25 и 23 этих деталей дополняется следующим образом: на уровне точки D крепления верхние части поверхностей 23 и 25 несут каждая по двойной вилке с двумя проушинами соответственно 41 и 42, связанными вертикальными серьгами 43. Связь дополняется горизонтальной серьгой 44, расположенной наискось между двумя проушинами 45 и 46.
Вблизи точки E крепление обеспечивается установленной в нижней части поверхности 22 вилкой 48, в которую вставлено ухо 49, закрепленное в основании поверхности 25 фермы 8. Узлы крепления предназначены для придания всему комплексу жесткости при должном уровне безопасности. Узлы крепления реактивных двигателей 4 и 5 на пилоне 3 аналогичны указанным в изобретении, и хотя их расположение различно, так как двигатель 4 подвешен, а двигатель 5 закреплен на опоре, ниже описано только крепление двигателя 4.
Связь в точке F между носком 21 фермы 7 и входным конусом 51 реактивного двигателя (фиг. 7) как обычно обеспечивается посредством трех болтов 71. Другой узел крепления, расположенный в точке G, также является известным и содержит стержень 72, расположенный поперечно к оси двигателя, закрепленного под фермой 7, к которой болтами прикреплены две проушины, принадлежащие выходному соплу реактивного двигателя. Элементы крепления 71, 72, которые также являются разъемными, схематично изображены на фиг. 7, как и аналогичные элементы 81, 82 двигателя 5, обеспечивающие связь между ними и, соответственно, носком 27 и плоским срезом 26 задней части фермы 8. Предпочтительно, чтобы элементы крепления 71 и 82 были расположены строго на уровне центров тяжести соответствующих реактивных двигателей.
Согласно другому варианту выполнения изобретения, предусматривается использование фермы 8 пилона 3 для того, чтобы обеспечивать управление закрылками в рабочем и нерабочем положениях. Соответствующие средства для этого варианта выполнения показаны на фиг. 13, 16.
Согласно этому варианту, средства 91 управления закрылками 92, 93, шарнирно соединены друг с другом, расположены сбоку на удлиненной вспомогательной балке 94, которая укреплена на верхнем заднем пилоне 8. Вспомогательная балка 94 расположена строго вдоль нижней передней фермы 7 пилона 3 и выполнена предпочтительно в виде вилки, щеки которой зажимают переднюю часть фермы 8. При этом скреплены болтами и прижаты к ней стержнем 96 с резьбой (фиг. 16).
Как видно из фиг. 13-15, концы щек 95 снабжены фланцами крепления 97, которые вставляются в проушины 98, расположенными на уровне точки C, то есть в основании поверхности 23 кессона крыла 2.
В своей задней части вспомогательная балка 94 закреплена в точке L, соответствующей месту, где эта балка отходит от нижней поверхности задней фермы 8. Крепление в точке L обеспечивается проушиной 99, прикрепленной болтами к вилке (не показано), имеющейся на указанной поверхности фермы 8.
Механизм привода закрылков 92 и 93 снабжен винтовым домкратом 101, однотипным с тем, двигатель управления которого предпочтительно помещен внутри пилона 8, благодаря системе привода угловой качалки 102. Вспомогательная балка 94 составляет одно целое с задней частью 6d вышеописанного обтекателя, которая соединена с обтекателем 6c фермы 8. Очевидно, что верхняя ферма 8 пилона 3 является удобной опорой для установки средств управления закрылками 92, 93 и обеспечивает больше места для их размещения без существенного повышения веса опоры.
Очевидно, что изобретение не ограничивается описанными вариантами выполнения и что возможно множество других, не выходящих за рамки объема изобретения.
Возможны в частности, другие варианты конфигурации самолета, например, с шестью или восемью двигателями. Вариант выполнения изобретения для шести реактивных двигателей показан на фиг. 17, где дополнительный реактивный двигатель 103 расположен вне пилона, несущего двигателя 4 и 5.
На фиг. 18 показан самолет с восемью реактивными двигателями, имеющий на каждом крыле по два пилона 3a и 3b, причем пилон 3b несет нижний передний реактивный двигатель 104 и верхний задний двигатель 105. Разумеется, мощность боковых двигателей 104 и 105 может быть меньше мощности основных реактивных двигателей 4 и 5.
Не выходя за рамки объема изобретения можно было бы также расположить передний реактивный двигатель над крылом, а задний двигатель под ним, хотя этот вариант менее благоприятен с точки зрения аэродинамики и предохранения покрытия нижнего двигателя.
В варианте, показанном на фиг. 20, который служит примером изготовления пилона 3a составной конструкции, этот пилон содержит две образующие букву V фермы, из которых передняя 7a предназначена для реактивного двигателя 4, а задняя 8а для двигателя 5. Ферма 7a закреплена под передней частью 2a кессона крыла 2. Задняя ферма 8a накрывает заднюю часть 2b кессона крыла 2. Предпочтительно, чтобы задние конечные стенки фермы 7a и передняя ферма 8a были соответственно скреплены одной нервюрой 121, расположенной между частями 2a и 2b кессона 2. Также обеспечена целостность структуры двух частей пилона и кессона крыла.
Все описанное выше применительно к реактивным двигателям полностью применимо и к двигателям других типов, предназначенным для оснащения самолетов.
Использование: для разработки и создания самолетов с оптимальной компоновкой силовой установки. Техническая сущность изобретения заключается в том, что самолет несущий на каждом крыле, по меньшей мере, одну силовую установку из двух двигателей, оси которых параллельны между собой и расположены строго по вертикали одна над другой относительно средней плоскости крыла. Два двигателя закреплены на одном и том же пилоте единой или составной конструкции, имеющем средства крепления к крылу. Оба двигателя смещены продольно один относительно другого, причем один двигатель смещен вперед относительно передней кромки крыла, а другой назад к задней кромке этого же крыла, и расположены так, что моменты кручения, приложенные к этому крылу и вызванные силой тяжести и тягой каждого двигателя, постоянно сводились к минимуму. Изобретение рекомендуется для применения на самолетах как с постоянной, так и с изменяемой геометрией крыла. 25 з.п. ф-лы, 20 ил.
| US, патент, 3469803, кл | |||
| Нефтяной конвертер | 1922 |
|
SU64A1 |
| US, патент, 4314681, кл | |||
| Нефтяной конвертер | 1922 |
|
SU64A1 |
| EP, заявка, 0147878, кл | |||
| Нефтяной конвертер | 1922 |
|
SU64A1 |
| US, патент, 3047255, кл | |||
| Нефтяной конвертер | 1922 |
|
SU64A1 |
