ЖЕСТКАЯ КОНСТРУКЦИЯ СТОЙКИ КРЕПЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И СТОЙКА, СОДЕРЖАЩАЯ ТАКУЮ КОНСТРУКЦИЮ Российский патент 2010 года по МПК B64D27/26 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к стойке крепления двигателя, предназначенной для установки между несущей плоскостью летательного аппарата и соответствующим двигателем, а также к жесткой конструкции такой стойки, также называемой первичной конструкцией.

Изобретение может быть использовано на любом типе летательного аппарата, оборудованного турбореактивными или турбовинтовыми двигателями.

Такая стойка позволяет осуществлять подвеску газотурбинного двигателя под крылом летательного аппарата или устанавливать газотурбинный двигатель над крылом.

Уровень техники

На летательных аппаратах газотурбинные двигатели подвешивают под крылом при помощи сложных крепежных устройств, называемых также стойками крепления. Обычно применяемые для подвески турбореактивных двигателей стойки крепления содержат жесткую конструкцию, образующую кессон, то есть состоящую из набора боковых панелей и нижнего и верхнего лонжеронов, соединенных между собой множеством поперечных нервюр.

Как известно, эти стойки выполнены, в частности, с возможностью передачи на крыло статических и динамических усилий, создаваемых газотурбинными двигателями, таких как вес, тяга или различные динамические усилия.

Образующая кессон жесткая конструкция обычно содержит несколько отверстий доступа, выполненных в боковых панелях кессона и называемых также контрольными или смотровыми отверстиями, обеспечивающими доступ внутрь кессона для осуществления операций сборки или обслуживания. Как известно специалистам, размеры этих отверстий обычно определяют таким образом, чтобы обеспечить прохождение через них руки механика.

Однако наличие отверстия доступа на боковой панели отрицательно сказывается на массе, так как обусловливает увеличение размеров соответствующей боковой панели, чтобы вся жесткая конструкция могла выполнять свою первостепенную функцию передачи усилий, создаваемых двигателем. Были предприняты попытки найти решение, позволяющее максимально ограничить число отверстий доступа, выполняемых на боковых панелях, и вместе с тем сохранить возможность достаточного доступа внутрь жесткой конструкции к ее различным межнервюрным отсекам, при этом каждый из этих отсеков ограничен двумя нервюрами, непосредственно следующими друг за другом в продольном направлении жесткой конструкции.

Так, было предложено располагать эти отверстия доступа таким образом, чтобы их плоскостями симметрии были центральная вертикальная и продольная плоскости жесткой конструкции. Кроме того, для снижения влияния на массу конструкции отверстий доступа последние выполняют так, чтобы обеспечить прямой доступ только к одному межнервюрному отсеку из двух непосредственно следующих друг за другом отсеков. Доступ ко второму из этих двух межнервюрных отсеков может быть осуществлен только опосредованно через отверстия доступа смежного с ним отсека и через внутренний проход, образованный поперечной нервюрой, разделяющей эти два отсека.

Очевидно, что при таком расположении доступность межнервюрных отсеков кессона, которые не содержат отверстий доступа, является относительно проблематичной для обслуживающего персонала.

С другой стороны, при таком расположении отверстий механическая прочность всей жесткой конструкции в виде кессона существенно снижается в области участков, содержащих два симметричных отверстия и обеспечивающих прямой доступ к одному и тому же межнервюрному отсеку, что неизбежно заставляет увеличивать размеры боковых панелей и, следовательно, сказывается на общей массе кессона.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение направлено на устранение недостатков известных жестких конструкций.

Задачей изобретения является создание такой жесткой конструкции стойки крепления двигателя, в которой расположение отверстий на боковых панелях позволяет одновременно обеспечить более высокую общую механическую прочность конструкции, уменьшить число отверстий в боковых панелях, а также значительно облегчить доступ ко всему пространству кессона по сравнению с известными конструкциями.

Объектом настоящего изобретения является жесткая конструкция стойки крепления двигателя летательного аппарата, которая выполнена в виде кессона, закрытого сбоку с одной стороны первой боковой панелью кессона, а с другой стороны - второй боковой панелью кессона, при этом жесткая конструкция содержит также поперечные нервюры, соединяющие две боковые панели и отстоящие друг от друга в продольном направлении жесткой конструкции, а также множество межнервюрных отсеков, каждый из которых ограничен двумя непосредственно следующими друг за другом поперечными нервюрами, при этом в первой и второй боковых панелях выполнены отверстия (42₁-42₈), обеспечивающие доступ внутрь кессона. Согласно изобретению в каждом межнервюрном отсеке, входящем в группу из по меньшей мере трех любых непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков, в боковых панелях выполнено единственное отверстие доступа, причем эти отверстия расположены с чередованием на первой и второй боковых панелях.

Таким образом, особенностью жесткой конструкции в соответствий с настоящим изобретением является то, что больше не требуется прямого доступа только к одному межнервюрному отсеку из двух непосредственно прилегающих друг к другу отсеков, а обеспечен прямой доступ ко всем отсекам соответствующей группы. В результате намного облегчается доступ ко всему кессону, так как каждый межнервюрный отсек может быть доступен напрямую через единственное отверстие для механика, осуществляющего операции сборки или обслуживания внутри кессона.

Кроме того, предложенная компоновка позволяет получить более высокую общую механическую прочность жесткой конструкции, поскольку расположение с чередованием отверстий, называемое также «расположением в шахматном порядке», предполагает, что ни одно поперечное сечение конструкции не содержит двух боковых отверстий доступа, что было характерно для известных конструкций. В результате в боковых панелях улучшено распределение напряжений, что позволяет избежать увеличения размеров и получить, таким образом, существенный выигрыш в общей массе боковых панелей.

Необходимо отметить, что указанное расположение отверстий в шахматном порядке по сравнению с расположением отверстий в известных конструкциях позволяет при одинаковом количестве межнервюрных отсеков уменьшить на единицу число отверстий доступа в боковых панелях. Например, для непосредственно следующих друг за другом трех межнервюрных отсеков известные конструкции содержали два отверстия для первого отсека, ни одного отверстия для второго отсека и два других отверстия для третьего межнервюрного отсека, то есть в общей сложности четыре отверстия доступа. Настоящим изобретением предусмотрено всего одно отверстие для каждого из трех отсеков, то есть в общей сложности три отверстия доступа.

Это уменьшение числа отверстий на данном участке жесткой конструкции также позволяет получить выигрыш в массе, поскольку, как уже было указано, наличие отверстия доступа в боковой панели приводит к увеличению размеров, то есть к увеличению массы.

Предпочтительно, группа из по меньшей мере трех любых и непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков, включает в себя по меньшей мере восемь межнервюрных отсеков, причем это число может быть увеличено. Кроме того, эта группа может содержать все межнервюрные отсеки жесткой конструкции.

Как правило, группа из по меньшей мере трех любых и непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков содержит по меньшей мере 60% от общего числа межнервюрных отсеков в жесткой конструкции.

Предпочтительно каждое отверстие доступа имеет круглую форму с радиусом не менее 200 мм, причем это значение является вполне достаточным, чтобы обеспечивать прохождение руки механика.

Предпочтительно жесткая конструкция содержит верхний и нижний лонжероны, причем по меньшей мере один из них содержит по меньшей мере одно отверстие, обеспечивающее доступ внутрь кессона.

Кроме того, объектом настоящего изобретения является стойка крепления двигателя летательного аппарата, содержащая описанную выше жесткую конструкцию.

Другие преимущества и особенности настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера.

Краткое описание чертежей

На фиг.1 изображена силовая установка летательного аппарата, содержащая стойку крепления двигателя согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, вид сбоку;

на фиг.2 и 3 - подробные виды в перспективе жесткой конструкции стойки крепления, изображенной на фиг.1.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показана силовая установка 1 летательного аппарата, предназначенная для крепления под крылом 2 этого летательного аппарата, схематично показанным пунктирной линией. Силовая установка 1 содержит стойку 4 крепления согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения, а также закрепленный под этой стойкой 4 двигатель 6, например турбореактивный.

Стойка 4 крепления содержит жесткую или первичную конструкцию 8, средства крепления двигателя 6, содержащие несколько узлов 10, 12 подвески двигателя, а также устройство 14 восприятия создаваемых двигателем 6 тяговых усилий.

Силовая установка 1 должна быть охвачена гондолой (не показана), а стойка 4 крепления содержит другой ряд узлов 16 подвески, обеспечивающих подвеску силовой установки 1 под крылом 2 летательного аппарата.

В дальнейшем буквенной позицией Х условно обозначено продольное направление стойки 4, которое также соответствует продольному направлению турбореактивного двигателя 6, причем этом направление Х параллельно продольной оси 5 этого двигателя 6. Позицией Y обозначено направление, поперечное относительно стойки 4 и соответствующее также поперечному направлению турбореактивного двигателя 6, а позицией Z обозначено вертикальное направление или высота, причем эти три направления X, Y и Z взаимно ортогональны.

Термины «передний» и «задний» следует рассматривать по отношению к направлению движения летательного аппарата под действием тяги, создаваемой турбореактивным двигателем 6, и это направление схематично показано стрелкой 7.

На фиг.1 показаны два узла 10, 12 подвески двигателя, ряд узлов 16 подвески, устройство 14 восприятия тяговых усилий и жесткая конструкция 8 стойки 4 крепления. Другие, не показанные конструктивные элементы этой стойки 4, такие как вторичная конструкция, обеспечивающая разделение и крепление систем и поддерживающая аэродинамические обтекатели, являются классическими элементами, идентичными или аналогичными элементам известных специалистам технических решений, поэтому их подробное описание опущено.

Турбореактивный двигатель 6 в своей передней части содержит корпус 18 вентилятора большого размера, ограничивающий кольцевой канал 20 вентилятора, а в сторону выхода содержит центральный корпус 22 меньшего размера, содержащий рабочую часть этого турбореактивного двигателя. Разумеется, корпусы 18 и 20 неподвижно соединены между собой.

Как показано на фиг.1, узлы 10 и 12 подвески двигателя на стойке 4 выполнены в количестве двух и, соответственно, называются передним узлом подвески двигателя и задним узлом подвески двигателя.

Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения передний узел 10 подвески двигателя установлен между передним концом жесткой конструкции 8, называемым также пирамидой, и верхней частью корпуса 18 вентилятора. Передний узел 10 подвески двигателя выполнен классически известным для специалистов образом и закреплен в первой точке Р1 жесткой конструкции 8.

Задний узел 12 подвески двигателя, тоже выполненный классически известным для специалистов образом, установлен между жесткой конструкцией 8 и центральным корпусом 22 и закреплен во второй точке Р2 жесткой конструкции 8, находящейся позади точки Р1.

Устройство 14 восприятия тяговых усилий предпочтительно закреплено в третьей точке Р3, расположенной между двумя точками Р1 и Р2. Необходимо отметить, что все три упомянутые точки предпочтительно находятся в центральной вертикальной продольной плоскости стойки крепления (не показана).

В целом устройство 14 восприятия усилий имеет известную специалистам классическую конструкцию, а именно: содержит две боковые тяги 26 восприятия тяговых усилий (на фиг.1 показана только одна тяга), каждая из которых содержит передний конец, соединенный с корпусом 18 вентилятора, например, в горизонтальной центральной плоскости газотурбинного двигателя 6 или вблизи этой плоскости. Задний конец каждой из боковых тяг шарнирно соединен с траверсой (не показана), соединенной с жесткой конструкцией 8.

Жесткая конструкция 8 в целом выполнена в виде кессона, простирающегося от выхода к входу по существу в направлении X.

Более детально жесткая конструкция 8, соответствующая изобретению, изображена на фиг.2 и 3. Эта конструкция выполнена классически путем сборки верхнего лонжерона 30, нижнего лонжерона 32, первой боковой панели 34а кессона и второй боковой панели 34b кессона. Все четыре упомянутых элемента расположены по существу от одного конца жесткой конструкции 8 до другого ее конца в направлении X, и каждый из них может быть выполнен как в виде единой детали, так и путем соединения нескольких участков.

Кроме того, кессон 8 включает в себя поперечные нервюры 36, расположенные в плоскостях YZ и отстоящие друг от друга в направлении X, причем каждая из этих нервюр имеет форму рамы.

Эти нервюры 36 ограничивают межнервюрные отсеки 38 и 38₁-38₈, каждый из которых ограничен спереди и сзади двумя непосредственно следующими друг за другом нервюрами 36, лонжеронами 30, 32, а также боковыми панелями 34а, 34b.

Таким образом, согласно представленному предпочтительному варианту осуществления изобретения из двенадцати межнервюрных отсеков, образованных в жесткой конструкции 8, восемь отсеков, непосредственно следующих друг за другом (обозначенных позициями 38₁-38₈), образуют группу 40, в которой на панелях 34а, 34b предусмотрено только одно отверстие доступа для каждого из отсеков 38₁-38₈.

Кроме того, в расположении этих отверстий соблюдается чередование в шахматном порядке, поскольку они выполнены поочередно на первой панели 34а и на второй панели 34b.

Как показано на фиг.2, отверстие 42₁ доступа, находящееся в самой передней части группы 40 межнервюрных отсеков, то есть отверстие, сообщающееся непосредственно с отсеком, обозначенным позицией 38₁, выполнено на первой панели 34а. Затем, следуя в направлении назад, на второй панели 34b выполнено отверстие 42₂, находящееся в зоне непосредственно примыкающего межнервюрного отсека, обозначенного позицией 38₂. В том же направлении в сторону задней части на первой панели 34а в зоне непосредственно примыкающего межнервюрного отсека 38₃ выполнено отверстие 42₃. Таким образом, расположение отверстий доступа с чередованием в шахматном порядке соблюдается для всей группы 40, то есть отверстия 42₄, 42₆, 42₈, сообщаются непосредственно и соответственно с отсеками, обозначенными позициями 38₄, 38₆, 38₈ на второй боковой панели 34b, точно так же, как и отверстия 42₅ и 42₇, выходящие непосредственно и соответственно в отсеки, обозначенные позициями 38₅ и 38₇, выполнены на первой боковой панели 34а.

В принципе можно предусмотреть, чтобы эта группа 40, в которой соблюдается такое чередование отверстий, предпочтительно содержала, по меньшей мере, 40% от всех межнервюрных отсеков 38 и 38₁-38₈, образованных в жесткой конструкции 8, что позволяет облегчить доступ к большей части жесткой конструкции 8.

Каждое из отверстий 42₁-42₈ имеет круглую форму с осью, по существу параллельной направлению Y, и с радиусом не менее 200 мм.

Кроме того, один или оба лонжерона 30, 32 могут быть выполнены с по меньшей мере одним отверстием, обеспечивающим доступ внутрь кессона, как показано, например, на фиг.3. В этом случае на верхнем лонжероне 30 на уровне межнервюрного отсека 38₁, находящегося в самой передней части группы 40, может быть выполнено отверстие 44. Естественно, эти отверстия можно выполнять таким образом, чтобы они сообщались с межнервюрным отсеком 38, не входящим в группу 40, что показано на примере отверстия 46, сообщающегося с межнервюрным отсеком, находящимся спереди по отношению к группе 40.

Разумеется, специалист может вносить различные изменения в описанные выше стойку 4 крепления и жесткую конструкцию 8, которые представлены только в качестве неограничивающих примеров.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к жесткой конструкции стойки крепления двигателя летательного аппарата. Жесткая конструкция (8) стойки (4) крепления двигателя (6) летательного аппарата выполнена в виде кессона, закрытого с боковых сторон первой (34а) и второй (34b) боковыми панелями. Панели соединены между собой посредством разнесенных в продольном направлении (X) жесткой конструкции поперечных нервюр (36), образующих множество межнервюрных отсеков (38, 38₁-38₈). Каждый из отсеков ограничен двумя следующими друг за другом поперечными нервюрами (36), при этом в боковых панелях (34а, 34b) выполнены отверстия (42₁-42₈). Данные отверстия выполнены для обеспечения доступа внутрь кессона. При этом в каждом межнервюрном отсеке (38₁-38₈), входящем в группу (40) из трех любых следующих друг за другом межнервюрных отсеков, в боковых панелях (34а, 34b) выполнено единственное отверстие (42₁-42₈) доступа, причем эти отверстия (42₁-42₈) расположены с чередованием на первой и второй боковых панелях (34а, 34b). Технический результат заключается в повышении механической прочности конструкции и снижении веса конструкции. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Жесткая конструкция (8) стойки (4) крепления двигателя (6) летательного аппарата, выполненная в виде кессона, закрытого с боковых сторон первой (34а) и второй (34b) боковыми панелями, соединенными между собой посредством разнесенных в продольном направлении (X) жесткой конструкции поперечных нервюр (36), образующих множество межнервюрных отсеков (38, 38₁-38₈), каждый из которых ограничен двумя непосредственно следующими друг за другом поперечными нервюрами (36), при этом в первой и второй боковых панелях (34а, 34b) выполнены отверстия (42₁-42₈), обеспечивающие доступ внутрь кессона, отличающаяся тем, что в каждом межнервюрном отсеке (38₁-38₈), входящем в группу (40) из по меньшей мере трех любых непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков, в боковых панелях (34а, 34b) выполнено единственное отверстие (42₁-42₈) доступа, причем эти отверстия (42₁-42₈) расположены с чередованием на первой и второй боковых панелях (34а, 34b).

2. Жесткая конструкция (8) по п.1, отличающаяся тем, что группа (40) из по меньшей мере трех любых и непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков включает в себя по меньшей мере восемь межнервюрных отсеков (38₁-38₈).

3. Жесткая конструкция (8) по п.1, отличающаяся тем, что группа (40) из по меньшей мере трех любых и непосредственно следующих друг за другом межнервюрных отсеков включает в себя по меньшей мере 60% от общего числа межнервюрных отсеков (38, 38₁-38₈) в жесткой конструкции.

4. Жесткая конструкция (8) по п.1, отличающаяся тем, что каждое отверстие (42₁-42₈) доступа имеет форму круга с радиусом не менее 200 мм.

5. Жесткая конструкция (8) по п.1, отличающаяся тем, что содержит верхний (30) и нижний (32) лонжероны, по меньшей мере в одном из которых выполнено, по меньшей мере одно отверстие (44, 46), обеспечивающее доступ внутрь кессона.

6. Стойка (4) крепления двигателя (6) летательного аппарата, содержащая жесткую конструкцию (8) по п.1.