ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ, ОСНАЩЕННЫЙ ТАКИМ ТУРБОРЕАКТИВНЫМ ДВИГАТЕЛЕМ, И СПОСОБ УСТАНОВКИ ТАКОГО ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ НА ЛЕТАТЕЛЬНОМ АППАРАТЕ Российский патент 2010 года по МПК B64D27/20 

Настоящее изобретение касается турбореактивного двигателя для летательного аппарата. В частности, изобретение касается турбореактивного двигателя, предназначенного для установки в заднем положении на фюзеляже летательного аппарата. Изобретение касается также установки турбореактивного двигателя на летательном аппарате.

Изобретение в основном применяется в области авиации и, в частности, для сверхзвуковых самолетов с небольшим диаметром фюзеляжа.

Летательный аппарат, как правило, содержит два или несколько килей, расположенных в верхней задней части фюзеляжа упомянутого летательного аппарата. Например, летательный аппарат содержит один вертикальный киль и два горизонтальных киля или только два киля, расположенных под углом к продольной оси летательного аппарата. Эти кили необходимы для обеспечения стабильности траектории летательного аппарата. Кили закреплены непосредственно на верхней задней части фюзеляжа.

Кроме того, известны летательные аппараты, оснащенные, по меньшей мере, тремя турбореактивными двигателями. Каждое крыло оснащено в месте задней кромки, по меньшей мере, одним турбореактивным двигателем. Дополнительный турбореактивный двигатель, называемый в дальнейшем задним турбореактивным двигателем, находится в задней части фюзеляжа летательного аппарата на уровне заднего вертикального киля упомянутого летательного аппарата. Вертикальный киль крепят непосредственно на конструкции летательного аппарата через полукруглые шпангоуты, образующие несущую конструкцию вертикального киля. В частности, вертикальный киль соединен на уровне своей левой боковины с левой боковой поверхностью фюзеляжа при помощи первого ряда шпангоутов и на уровне свой правой боковины с правой боковой поверхностью фюзеляжа при помощи второго ряда шпангоутов. Полукруглые шпангоуты обоих рядов расположены попарно по обе стороны киля, образуя цилиндрическое круглое гнездо, в которое вставляют задний турбореактивный двигатель. После этого сам задний турбореактивный двигатель непосредственно соединяют с фюзеляжем летательного аппарата при помощи второй несущей конструкции, а также с шпангоутами вертикального киля.

Шпангоуты должны образовать гнездо, достаточное по диаметру для захождения в него заднего турбореактивного двигателя. Чем больше по размерам задний турбореактивный двигатель, тем больше должно быть гнездо, что приводит к созданию значительного лобового аэродинамического сопротивления в задней части фюзеляжа. Лобовое аэродинамическое сопротивление тем больше, чем больше диаметр турбореактивного двигателя по сравнению с диаметром фюзеляжа в задней части. Например, в настоящее время не представляется возможным интегрировать дозвуковой турбореактивный двигатель большого диаметра в заднюю часть фюзеляжа сверхзвукового летательного аппарата, диаметр фюзеляжа которого, особенно в задней части, является небольшим, так как лобовое аэродинамическое сопротивление, оказываемое несущими конструкциями, образующими известную систему крепления, является в этом случае слишком большим.

Кроме того, вертикальный киль и задний турбореактивный двигатель имеют, каждый, независимую несущую конструкцию, чтобы соединять их независимо друг от друга с фюзеляжем летательного аппарата. Это увеличение числа несущих конструкций приводит к значительному увеличению общей массы летательного аппарата.

В связи с этим настоящее изобретение призвано предложить систему крепления заднего турбореактивного двигателя в заднем верхнем положении фюзеляжа летательного аппарата, которая лишь незначительно влияет на лобовое аэродинамическое сопротивление. Другой задачей настоящего изобретения является создание системы крепления небольшой массы по сравнению с системой крепления, известной из предшествующего уровня техники. Дополнительной задачей настоящего изобретения является облегчение монтажа и соединения заднего турбореактивного двигателя и вертикального киля в верхнем заднем положении фюзеляжа летательного аппарата.

Для достижения этого результата настоящим изобретением предлагается интегрировать один или несколько килей летательного аппарата в двигатель, предназначенный для установки в верхней задней части фюзеляжа упомянутого летательного аппарата. Таким образом, в этом случае кили поддерживаются не фюзеляжем, а двигателем. Двигатель и киль или кили, неподвижно закрепленные на конструкции двигателя, образуют интегрированную или моноблочную (цельную) систему. Эту интегрированную систему можно затем закрепить за один раз на фюзеляже летательного аппарата. Таким образом, уменьшают число несущих структур в задней части фюзеляжа, так как на фюзеляже крепят только двигатель, а киль или кили связаны с фюзеляжем через свои крепления на двигателе. Исключая часть несущих конструкций вокруг двигателя, уменьшают также лобовое аэродинамическое сопротивление в этом месте. Действительно, раньше двигатель был окружен объемными несущими конструкциями, соединяющими вертикальный киль с летательным аппаратом, что увеличивало общие габариты модуля двигатель/киль.

Предпочтительно интегрированная система в соответствии с настоящим изобретением содержит также одно или несколько вспомогательных устройств, необходимых для работы двигателя, которые обычно крепят в задней части фюзеляжа вблизи двигателя. Например, интегрированная система в соответствии с настоящим изобретением содержит устройство кондиционирования воздуха двигателя и весь или часть трубопровода, по которому проходят текучие среды, питающие двигатель. Закрепляя наибольшее число агрегатов, необходимых для двигателя, не на фюзеляже, а непосредственно на самом двигателе, сокращают число независимых несущих конструкций вокруг заднего двигателя. Кроме того, облегчается установка двигателя и вспомогательных устройств, так как их устанавливают и крепят за один раз на фюзеляже. Следовательно, уменьшается возможность ошибок при монтаже и время, необходимое для упомянутого монтажа.

Согласно частному примеру выполнения изобретения верхняя задняя часть фюзеляжа, предназначенная для установки интегрированной системы в соответствии с настоящим изобретением, имеет полукруглое, а не круглое сечение. Верхняя сторона задней части фюзеляжа образует площадку, на которой размещают интегрированную систему в соответствии с настоящим изобретением перед ее креплением на фюзеляже, при этом полукруглая нижняя часть следует продолжению нижней части фюзеляжа. Таким образом, двигатель не образует выступа над верхней частью фюзеляжа, а, наоборот, вписывается в диаметр фюзеляжа таким образом, что фюзеляж имеет по существу сплошное круглое сечение, когда двигатель в соответствии с настоящим изобретением неподвижно соединяют с задней частью упомянутого фюзеляжа.

Таким образом, объектом настоящего изобретения является турбореактивный двигатель для летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один киль, при этом упомянутый киль крепят на силовой конструкции упомянутого турбореактивного двигателя, с которым он образует цельный узел.

Согласно примерам выполнения турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением к этому можно добавить все или часть следующих дополнительных отличительных признаков:

- киль крепят к соплу турбореактивного двигателя;

- моноблочный узел содержит, по меньшей мере, одно вспомогательное устройство, необходимое для работы упомянутого турбореактивного двигателя, при этом упомянутое вспомогательное устройство крепят на турбореактивном двигателе;

- основание киля, закрепленное на турбореактивном двигателе, вентилируется воздухом охлаждения двигателя.

Объектом настоящего изобретения является также летательный аппарат, содержащий в задней части фюзеляжа турбореактивный двигатель в соответствии с настоящим изобретением.

Согласно примерам выполнения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением к этому можно добавить все или часть следующих дополнительных отличительных признаков:

- турбореактивный двигатель устанавливают консольно на задней части фюзеляжа, при этом на фюзеляже крепят переднюю часть турбореактивного двигателя;

- заднюю часть фюзеляжа выполняют скошенной таким образом, чтобы образовать площадку, на которой устанавливают турбореактивный двигатель.

Объектом настоящего изобретения является также способ установки турбореактивного двигателя в соответствии с настоящим изобретением на летательном аппарате, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:

- на конструкции турбореактивного двигателя крепят, по меньшей мере, один киль, образуя цельный узел;

- моноблочный узел устанавливают и крепят на задней части фюзеляжа.

В частных примерах осуществления способа в соответствии с настоящим изобретением можно предусмотреть все или часть следующих дополнительных этапов:

- на упомянутом турбореактивном двигателе крепят, по меньшей мере, одно вспомогательное устройство, необходимое для работы турбореактивного двигателя, перед установкой и креплением цельного узла на задней части фюзеляжа;

- на фюзеляже устанавливают и крепят воздухозаборник перед установкой и креплением цельного модульного узла таким образом, чтобы воздухозаборник находился на входе турбореактивного двигателя;

- на фюзеляже устанавливают и крепят воздухозаборник после установки и крепления цельного модульного узла таким образом, чтобы воздухозаборник находился на входе турбореактивного двигателя.

Настоящее изобретение очевидно из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - вид в продольном разрезе задней части фюзеляжа, оборудованной турбореактивным двигателем в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - схематический вид задней части фюзеляжа, оборудованной турбореактивным двигателем в соответствии с настоящим изобретением.

На Фиг.1 показан турбореактивный двигатель 1, установленный на задней части 2 фюзеляжа 3 летательного аппарата. Как правило, термины «передний» и «задний» подразумевают направление по отношению к движению летательного аппарата, оборудованного турбореактивным двигателем 1.

Турбореактивный двигатель 1 установлен консольно на задней части 2 фюзеляжа 3. Переднюю часть 4 турбореактивного двигателя 1 неподвижно крепят на задней части 2 фюзеляжа 3, тогда как задняя часть 5 упомянутого турбореактивного двигателя 1 расположена в продолжении фюзеляжа 3 на пределами задней части 2. Передняя часть 4 турбореактивного двигателя 1 может быть оборудована крепежными точками, соединяющими упомянутую переднюю часть 4 турбореактивного двигателя 1 с фюзеляжем 3. Заднюю часть 5 или сопло турбореактивного двигателя 1 не крепят к фюзеляжу 3. В другом примере выполнения турбореактивный двигатель 1 можно установить на фюзеляже 3 таким образом, чтобы передняя часть 4 и задняя часть 5 поддерживались задней частью 2 фюзеляжа 3 и, в случае необходимости, чтобы задняя часть 5 тоже была закреплена на фюзеляже 3.

Задняя часть 5 турбореактивного двигателя 1 поддерживает вертикальный киль 7, что есть киль, расположенный вертикально по отношению к продольной оси турбореактивного двигателя 1. Основание 15 вертикального киля 7 крепят на задней части 5 турбореактивного двигателя 1. Между вертикальным килем 7 и фюзеляжем 3 нет крепежных точек. Киль 7 удерживается на фюзеляже только за счет своего соединения с задней частью 5 турбореактивного двигателя 1. Таким образом, турбореактивный двигатель 1 и вертикальный киль 7 образуют моноблочный узел, который, в свою очередь, крепится на фюзеляже 3 летательного аппарата при помощи крепежных точек, соединяющих переднюю часть 4 турбореактивного двигателя 1 с задней частью 2 фюзеляжа 3.

На входе передней части 4 турбореактивного двигателя 1 выполнен воздухозаборник 8, способствующий захождению воздуха в турбореактивный двигатель 1. Воздухозаборник 8 является независимым от турбореактивного двигателя 1, то есть он закреплен на фюзеляже 3 независимо от упомянутого турбореактивного двигателя 1 при помощи крепежных точек 9. Воздухозаборник 8 позволяет направлять воздушный поток снаружи внутрь турбореактивного двигателя 1.

В примере, показанном на Фиг.1, задняя часть 2 фюзеляжа 3 содержит заднее заострение 10, обеспечивающее аэродинамическую непрерывность фюзеляжа 3. Заднее заострение 10 является обтекателем, который не обеспечивает никаких конструктивных функций фюзеляжа 3 и выполняет чисто аэродинамическую функцию. Турбореактивный двигатель 1 не имеет никакой физической связи с задним заострением 10 фюзеляжа 3.

Как показано на Фиг.1, задняя часть 2 фюзеляжа 3 выполнена скошенной, образуя плоскую площадку 14, на которую укладывают переднюю часть 4 турбореактивного двигателя 1. Таким образом, задняя часть 2 фюзеляжа 3 имеет полукруглое сечение, заканчивающееся плоскостью, предназначенной для размещения турбореактивного двигателя 1. В частности, нижняя часть задней части 2 фюзеляжа 3 имеет форму дуги окружности, тогда как верхняя часть является плоской. Диаметр фюзеляжа 3 на уровне задней части 2 строго меньше диаметра фюзеляжа 3 перед задней частью 2. Турбореактивный двигатель 1 не образует большого выступа над задней частью 2 фюзеляжа 3, так как он, по меньшей мере, частично интегрирован в диаметр упомянутого фюзеляжа 3. Таким образом, лобовое аэродинамическое сопротивление, связанное с присутствием этого турбореактивного двигателя 1, является незначительным.

На Фиг.2 показан вид сбоку турбореактивного двигателя 1 в соответствии с настоящим изобретением.

На турбореактивном двигателе 1 установлены два наклонных киля 7. Термин «наклонный» обозначает направление по отношению к продольной оси турбореактивного двигателя 1. Каждый киль 7 неподвижно закреплен на силовой конструкции турбореактивного двигателя 1 на уровне задней части 5 упомянутого турбореактивного двигателя 1. В примере, показанном на Фиг.2, каждый киль 7 крепят его основанием 15 в четырех крепежных точках 12 к задней части 5 турбореактивного двигателя 1. В частности, силовой набор конструкции задней части 5 турбореактивного двигателя 1 содержит четыре шпангоута 11 по цилиндрическому круглому контуру упомянутой задней части 5. Каждый шпангоут 11 служит крепежной точкой 12 для внутреннего лонжерона (не показан) киля 7. Таким образом, каждый киль 7 закреплен по всей ширине l на задней части 5 турбореактивного двигателя 1. Под шириной следует понимать размер киля 7, параллельный продольной оси турбореактивного двигателя. Разумеется, можно предусмотреть большее или меньшее число точек 12 крепления килей 7 к шпангоутам 11. Например, можно соединить киль 7 только двумя крепежными точками 12 с турбореактивным двигателем 1. В этом случае предпочтительно крепежные точки 12 располагают на двух концах ширины l киля 7.

Кроме того, передняя часть 4 турбореактивного двигателя 1 содержит два капота 13, соответственно правый и левый. Каждый капот 13 повторяет дугообразный контур правой или левой боковой стороны передней части 4 турбореактивного двигателя 4. В примере, показанном на Фиг.2, капоты 13 выполнены подвижными в том смысле, что упомянутые капоты 13 могут открываться, чтобы обеспечить доступ внутрь турбореактивного двигателя 1. Верхний бортик каждого капота 13 соединен с верхней передней частью 4 турбореактивного двигателя 1, тогда как нижний бортик остается свободным. Под термином «нижний» следует понимать «направленный в сторону фюзеляжа 3». Под термином «верхний» следует понимать «направленный вверх», то есть противоположно нижнему. Верхний бортик установлен, например, с возможностью поворота таким образом, чтобы каждый капот 13 мог поворачиваться из закрытого положения, в котором он находится в продолжении турбореактивного двигателя 1, в открытое положение, в котором он расположен перпендикулярно к продольной оси турбореактивного двигателя 1. Капоты 13 обеспечивают доступ внутрь турбореактивного двигателя 1 и к некоторым из вспомогательных устройств, необходимых для работы упомянутого турбореактивного двигателя 1.

Одно или несколько вспомогательных устройств, необходимых для работы турбореактивного двигателя 1, можно закрепить непосредственно на турбореактивном двигателе 1. Таким образом, вместе с турбореактивным двигателем 1 и килем или килями 7 они образуют моноблочный узел 1, 7. Именно этот цельный узел 1, 7 крепят на задней части 2 фюзеляжа 3 летательного аппарата. В частности, только переднюю часть 4 турбореактивного двигателя 1 моноблочного узла 1, 7 крепят на фюзеляже 3, а другие элементы соединены с упомянутым фюзеляжем 3 через турбореактивный двигатель 1, на котором они закреплены индивидуально. Возможно также, чтобы два или несколько вспомогательных устройств были соединены друг с другом, чтобы образовать модульный узел, при этом упомянутый модульный узел после этого крепят за один раз на турбореактивном двигателе 1.

При турбореактивном двигателе 1 в соответствии с настоящим изобретением технология монтажа упомянутого турбореактивного двигателя 1 на задней части 2 фюзеляжа 3 летательного аппарата полностью изменилась по сравнению с известными техническими решениями.

Действительно, начинают с крепления всех дополнительных элементов, включающих киль или кили 7 и, в случае необходимости, всех или части вспомогательных устройств, необходимых для работы турбореактивного двигателя 1, на упомянутом турбореактивном двигателе 1. Дополнительные элементы неподвижно крепят на задней части 5 и/или передней части 4 турбореактивного двигателя 1. После формирования цельного узла, содержащего турбореактивный двигатель 1, киль или кили 7 и возможные вспомогательные устройства, упомянутый цельный узел 1, 7 подводят к фюзеляжу 3. Установку турбореактивного двигателя 1 на фюзеляж 3 в данном случае осуществляют не в осевом направлении параллельно продольной оси турбореактивного двигателя 1, а в радиальном направлении, то есть перпендикулярно к продольной оси турбореактивного двигателя 1. Цельный узел 1, 7 удерживают над задней частью 2 фюзеляжа 3, например, при помощи крана, затем опускают в направлении фюзеляжа 3, пока он не окажется на упомянутой задней части 2 фюзеляжа 3.

Таким образом, установка турбореактивного двигателя 1 в соответствии с настоящим изобретением на задней части 2 фюзеляжа 3 летательного аппарата является гораздо более легкой, чем в известных технических решениях. Действительно, в известных решениях необходимо освободить место, достаточное для введения поступательным движением турбореактивного двигателя в его гнездо, образованное шпангоутами, соединяющими кили с конструкцией фюзеляжа. Кроме того, учитывая это поступательное движение, при системе крепления из предшествующего уровня техники невозможно расположить турбореактивный двигатель в диаметре фюзеляжа, поскольку турбореактивный двигатель обязательно образует выступ в задней части фюзеляжа.

Воздухозаборник 8, независимый от моноблочного узла 1, 7, можно приблизить к фюзеляжу 3 как до, так и после упомянутого моноблочного узла 1, 7. Воздухозаборник 8 можно подводить радиально поступательным или другим движением к фюзеляжу 3, поскольку этому движению не мешает никакое препятствие.

Одним из недостатков крепления киля 7 непосредственно на силовой конструкции турбореактивного двигателя 1 является опасность перегрева и плавления упомянутого киля 7 на уровне соединения между килем 7 и турбореактивным двигателем 1. Действительно, поскольку основание 15 киля 7 неподвижно соединено с задней частью 5 турбореактивного двигателя 1, оно находится в непосредственном и постоянном контакте с источником тепла, которое может достигать температур около 800°С. Поэтому, чтобы избежать недостатков, связанных с перегревом, и, в частности, плавления крепежных точек 12 или материалов киля 7, можно предусмотреть механизм вентиляции, позволяющий вентилировать основание 15 киля 7. Предпочтительно эти система вентиляции использует воздух охлаждения турбореактивного двигателя 1. Предпочтительно, по меньшей мере, основание 15 киля 7 и точки 12 крепления к задней части 5 турбореактивного двигателя 1 выполняют из жаростойких материалов, например, таких как титан. Можно также выполнить киль 7 из композитных материалов, по крайней мере, его верхнюю часть, не соединенную с турбореактивным двигателем 1.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к турбореактивному двигателю самолета и способу его установки. Турбореактивный двигатель (1) для летательного аппарата содержит киль (7), причем киль закреплен на силовой конструкции (11) турбореактивного двигателя, с которым он образует цельный узел. Способ установки турбореактивного двигателя заключается в том, что на конструкции (11) турбореактивного двигателя крепят киль (7), образуя цельный узел (7, 1), затем цельный узел устанавливают и крепят на задней части (2) фюзеляжа. Технический результат заключается в уменьшении веса крепления двигателя, облегчении монтажа двигателя и киля. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Турбореактивный двигатель (1) для летательного аппарата, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один киль (7), причем упомянутый киль закреплен на силовой конструкции (11) упомянутого турбореактивного двигателя, с которым он образует цельный узел.

2. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что киль прикреплен к соплу (5) турбореактивного двигателя.

3. Турбореактивный двигатель по п.1, отличающийся тем, что цельный узел содержит, по меньшей мере, одно вспомогательное устройство, необходимое для работы упомянутого турбореактивного двигателя, при этом упомянутое вспомогательное устройство закреплено на турбореактивном двигателе.

4. Турбореактивный двигатель по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что основание (15) киля, закрепленное на турбореактивном двигателе, вентилируется воздухом охлаждения турбореактивного двигателя.

5. Летательный аппарат, содержащий в задней части (2) фюзеляжа (3) турбореактивный двигатель (1) по п.1.

6. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что турбореактивный двигатель установлен консольно на задней части фюзеляжа, при этом на фюзеляже закреплена передняя часть (4) турбореактивного двигателя.

7. Летательный аппарат по любому из пп.5-6, отличающийся тем, что задняя часть фюзеляжа выполнена скошенной таким образом, чтобы образовать площадку (14), на которой устанавлен турбореактивный двигатель.

8. Способ установки турбореактивного двигателя (1) по п.1 на летательном аппарате, отличающийся тем, что содержит следующие этапы: на конструкции (11) турбореактивного двигателя крепят, по меньшей мере, один киль (7), образуя цельный узел (7, 1), цельный узел устанавливают и крепят на задней части (2) фюзеляжа.

9. Способ по п.8, отличающийся тем, что цельный узел устанавливают радиально сверху на летательном аппарате.

10. Способ по п.8, отличающийся тем, что содержит дополнительный этап, на котором на упомянутом турбореактивном двигателе крепят, по меньшей мере, одно вспомогательное устройство, необходимое для работы турбореактивного двигателя, перед установкой и креплением цельного узла на задней части фюзеляжа.

11. Способ по п.8, отличающийся тем, что содержит дополнительный этап, на котором на фюзеляже устанавливают и крепят воздухозаборник (8) перед установкой и креплением цельного узла таким образом, чтобы воздухозаборник находился на входе турбореактивного двигателя.

12. Способ по любому из пп.8-10, отличающийся тем, что содержит дополнительный этап, на котором на фюзеляже устанавливают и крепят воздухозаборник (8) после установки и крепления цельного модульного узла таким образом, чтобы воздухозаборник находился на входе турбореактивного двигателя.