ПИЛОН ПОДВЕСКИ ДВИГАТЕЛЯ ПОД КРЫЛОМ САМОЛЕТА Российский патент 2012 года по МПК B64D27/00 

Объектами настоящего изобретения являются пилон подвески двигателя под крылом самолета, а также двигатель, закрепленный под крылом при помощи пилона такого типа.

В двухконтурных турбореактивных двигателях воздух на входе турбомашины делится на первичный поток или горячий поток, проходящий через компрессор, который питает камеру сгорания, выполненную за ним, и на вторичный поток или холодный поток, который обеспечивает значительную часть тяги, проходит вокруг компрессора и выбрасывается вместе с горячими газами.

Чтобы ограничить расход топлива и уровень шума, производители двигателей стараются повысить степень разбавления, которая равна соотношению между расходом холодного воздуха и расходом горячего воздуха, что приводит к увеличению диаметра турбомашины. Однако, поскольку эти двигатели устанавливают под крыльями, повышение степени разбавления ограничено необходимостью сохранения минимального расстояния между гондолой, то есть наружным кожухом турбомашины, и землей.

Из соображений безопасности, как правило, двигатель располагают спереди крыла, чтобы, например, в случае разрушения диска ротора избежать ударов его осколков по частям крыла, где содержится топливо. По этой же причине двигатели не выполняют непосредственно в крыле.

Первый подход состоит в увеличении высоты шасси для увеличения расстояния между турбомашиной и землей. Однако такое решение не является удовлетворительным, так как оно приводит к существенному увеличению стоимости и массы самолета. Второй подход состоит в приближении турбомашины к крылу, то есть в уменьшении расстояния между гондолой и крылом. Вследствие этого воздух, циркулирующий в этом пространстве, ускоряется, что может привести к образованию ударных волн и, как следствие, к значительному увеличению аэродинамического сопротивления.

В современной технике все-таки предпочитают сохранять достаточное расстояние от земли и приближать двигатель к крылу, несмотря на связанные с этим недостатки.

Объектом настоящего изобретения является пилон подвески двигателя самолета, который позволяет просто, эффективно и экономично избегать этих недостатков известных технических решений.

В этой связи изобретением предлагается пилон подвески двигателя под крылом самолета, выполненный с возможностью крепления одним концом на корпусе двигателя и другим концом на крыле, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один шарнир и одно механизированное средство, позволяющее изменять положение двигателя по высоте между «крейсерским» положением и положением взлета-посадки.

Добавление шарнира к пилону в соответствии с настоящим изобретением обеспечивает относительное движение двигателя по отношению к крылу и по отношению к земле. Таким образом, изобретение позволяет адаптировать положение двигателя по отношению к крылу в зависимости от различных этапов полета. Когда самолет находится на земле или на этапе взлета или посадки, двигатель приближается к крылу таким образом, чтобы расстояние между гондолой и землей было достаточным. На этапе крейсерского полета двигатель может быть удален от крыла, что позволяет ограничить аэродинамическое сопротивление и оптимизировать, таким образом, расход топлива.

Кроме того, такой шарнирный пилон позволяет облегчить операции обслуживания, позволяя опускать двигатель.

Механизированным средством изменения положения двигателя по высоте может быть, например, электрический или гидравлический силовой привод.

Этот силовой привод позволяет контролировать перемещение двигателя относительно крыла. В случае гидравлического силового привода его можно соединить, например, с гидравлическим контуром шасси, что позволяет подавать на него мощность.

Кроме того, в случае потери лопатки гидравлический силовой привод может поглотить часть энергии, высвободившейся при отсоединении лопатки от точки ее крепления.

Предпочтительно шарнир содержит, по меньшей мере, один деформирующийся четырехугольник, содержащий две тяги, концы которых шарнирно установлены вокруг поперечных горизонтальных осей на двух частях пилона, одну из которых крепят на корпусе двигателя, а другую - на крыле.

Согласно отличительному признаку изобретения, обе тяги являются параллельными и имеют одинаковую длину.

Эти две тяги могут иметь также разную длину, что при приведении в действие силового привода позволяет наклонять двигатель относительно горизонтали на этапе взлета, чтобы оптимизировать приток воздуха в турбомашину.

Объектом настоящего изобретения является также авиационный двигатель, закрепленный под крылом при помощи пилона подвески, отличающийся тем, что пилон является описанным выше пилоном.

Как правило, изменение положения двигателя по высоте под крылом составляет примерно 20 см.

Изобретение и его другие детали, преимущества и отличительные признаки будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - схематичный вид в осевом разрезе пилона подвески в соответствии с настоящим изобретением, при этом двигатель находится в верхнем положении;

Фиг.2 - схематичный вид в осевом разрезе этого пилона, при этом двигатель находится в нижнем положении.

На фиг.1 схематично показан турбореактивный двигатель 10, закрепленный при помощи пилона спереди и под крылом 14 самолета.

Турбореактивный двигатель содержит гондолу (не показана), закрепленную на корпусе 18 цилиндрической формы, который окружает переднюю часть двигателя, только задняя часть которого видна на фигуре, и рабочее колесо вентилятора (не показано), установленное внутри корпуса 18. Как известно специалистам, это колесо вентилятора приводится во вращение турбиной турбореактивного двигателя.

Во время работы двигателя воздух, поступающий на входе, что показано стрелками Е, делится на первичный поток и вторичный поток соответственно. Первичный поток питает входной компрессор, затем смешивается с топливом и сгорает в камере сгорания. Газообразные продукты сгорания проходят через турбину и затем выбрасываются в выхлопном кожухе 20 вокруг реактивного сопла 22, что показано стрелкой Р. Вторичный поток (стрелка S) проходит вокруг корпуса двигателя и создает основную часть тяги в двигателе с высокой степенью разбавления.

Пилон 12 подвески в этом примере состоит из двух частей, передней 24 и задней 26, при этом задняя часть 26 закреплена под крылом 14 самолета, а передняя часть закреплена на турбореактивном двигателе 10. Передняя часть содержит переднее плечо 28, выполненное с наклоном вниз и закрепленное своим передним концом на корпусе 30 компрессора высокого давления. Плечо 28 соединено своим задним концом с частью 32, задний конец которой закреплен на выхлопном кожухе 20. Передняя 24 и задняя 26 части пилона соединены своими задним и передним концами при помощи тяг 42, концы которых шарнирно установлены на передней 24 и задней 26 частях вокруг поперечных горизонтальных осей 34, 36 и 38, 40 соответственно таким образом, что образуют шарнирный четырехугольник. В варианте выполнения, показанном на чертежах, тяги 42 имеют одинаковую длину и образуют, таким образом, деформирующийся параллелограмм.

Гидравлический или электрический силовой привод 44, содержащий цилиндр 46 и шток 48 поршня, установлен между противоположными шарнирными осями 34, 40 параллелограмма, при этом конец цилиндра шарнирно установлен на шарнирной оси 40 задней части 26 пилона 12, тогда как конец штока 48 поршня шарнирно установлен на шарнирной оси 34 передней части 24 пилона 12, и такой монтаж позволяет изменять положение двигателя по отношению к крылу, на земле и во время полета.

Во время работы турбомашины 10 различают несколько этапов полета, во время которых расстояние между турбомашиной 10 и крылом 14 должно меняться. На стоянке и при взлете силовой привод позволяет удерживать турбомашину 10 в верхнем положении, чтобы сохранять максимальное расстояние между турбомашиной и землей, при этом турбомашина 10 находится близко к крылу 14. Во время этапа крейсерского полета силовой привод 44 позволяет удалять турбомашину 10 от крыла 14 для ограничения влияния аэродинамического сопротивления и, следовательно, для уменьшения расход топлива. Наконец, во время посадки турбомашина 10 опять приводится в верхнее положение, соответствующее положению на взлете, чтобы восстановить достаточное расстояние от земли. Силовой привод позволяет, например, перемещать турбомашину 10 по высоте примерно на 20 см.

Необходимо отметить, что увеличение аэродинамического сопротивления и, следовательно, расхода топлива, связанное с близостью турбомашины 10 к крылу 14 во время этапов взлета и посадки, в значительной мере компенсируется за счет снижения расхода во время этапа крейсерского полета благодаря удалению турбомашины 10 для ограничения лобового сопротивления и использованию турбомашины 10 с высокой степенью разбавления. Кроме того, этапы взлета и посадки являются этапами, которые имеют небольшую продолжительность по сравнению с этапом крейсерского полета.

В варианте концы силового привода можно закрепить на двух других противоположных шарнирных осях 36, 38 параллелограмма, при этом силовой привод работает в направлении, противоположном по отношению к конфигурации, показанной на чертежах.

В другом варианте можно предусмотреть шарнирный четырехугольник с каждой стороны силового привода 44, чтобы обеспечить лучшую устойчивость турбомашины 10 и лучше распределить тягу турбомашины 10 по всему пилону 12.

Еще в одном варианте тяги 42 имеют разную длину, что позволяет изменять наклон оси 50 турбомашины по отношению к крылу с удалением или приближением турбомашины относительно крыла, в частности, чтобы улучшить характеристики турбомашины 10 во время взлета.

В других вариантах изобретения шарнир пилона можно предусмотреть между пилоном и двигателем или между пилоном и крылом.

Изобретение относится к авиации, в частности к средствам крепления двигателей к планеру самолета. Пилон (12) подвески двигателя (10) под крылом (14) самолета выполнен с возможностью крепления одним концом на корпусе двигателя (10), а другим концом на крыле. Пилон содержит, по меньшей мере, один шарнир и одно средство изменения положения двигателя по высоте при взлете-посадке и крейсерском полете. Пилон состоит из двух частей, одна из которых крепиться к двигателю, а другая - к крылу самолета. Шарнир содержит деформирующийся четырехугольник, содержащий две тяги (42), концы которых установлены вокруг поперечных горизонтальных осей (34, 36, 38, 40) на одной и другой частях пилона. Тяги (42) могут быть выполнены одинаковой или разной длины. Части пилона соединены между собой также гидравлическим или электрическим силовым приводом. Достигается повышение экономичности двигателя при крейсерском полете. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Пилон (12) подвески двигателя (10) под крылом (14) самолета, выполненный с возможностью крепления одним концом на корпусе двигателя и другим концом на крыле (14), отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один шарнир и одно механизированное средство, позволяющее изменять положение двигателя (10) по высоте между «крейсерским» положением и положением взлета-посадки.

2. Пилон по п.1, отличающийся тем, что шарнир соединяет две части (24, 26) пилона, при этом одна из них выполнена с возможностью крепления на корпусе двигателя (10), а другая - на крыле (14) самолета.

3. Пилон по п.2, отличающийся тем, что шарнир содержит, по меньшей мере, один деформирующийся четырехугольник, содержащий две тяги (42), концы которых шарнирно установлены вокруг поперечных горизонтальных осей (34, 36, 38, 40) на одной и на другой частях пилона (12) соответственно.

4. Пилон по п.3, отличающийся тем, что обе части (24, 26) пилона соединены также гидравлическим или электрическим силовым приводом (44), содержащим цилиндр (46), шарнирно установленный на одной части (24) пилона (12), и шток (48) поршня, шарнирно установленный на другой части (26) пилона (12).

5. Пилон по п.3, отличающийся тем, что обе тяги (42) являются параллельными и имеют одинаковую длину.

6. Пилон по п.3, отличающийся тем, что обе тяги (42) имеют разную длину.

7. Авиационный двигатель (10), закрепленный под крылом при помощи пилона подвески, отличающийся тем, что пилон (12) является пилоном по п.1.

8. Двигатель (10) по п.7, отличающийся тем, что изменение положения двигателя (10) по высоте под крылом составляет примерно 20 см.