ГОНДОЛА ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2015 года по МПК B64D29/06 

Данное изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, содержащей среднюю секцию, охватывающую вентилятор этого двигателя.

Летательный аппарат приводится в движение посредством нескольких турбореактивных двигателей, каждый из которых размещен в гондоле, где находится также группа вспомогательных приводных устройств, связанных с ее работой и выполняющих различные функции в процессе работы турбореактивного двигателя или во время его бездействия. В качестве примера таких устройств можно назвать систему реверса тяги.

Если говорить точнее, конструкция гондолы обычно включает в себя воздухозаборник, размещенный перед двигателем; среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя; и заднюю секцию, которая охватывает камеру сгорания турбореактивного двигателя и в которой находятся средства реверса тяги.

Вентилятор турбореактивного двигателя состоит по существу из вращающегося вала, удерживающего на себе группу лопастей. Эти лопасти окружены картером, проходящим по периферии их радиальных концов.

В целях обеспечения возможности доступа к картеру вентилятора указанная средняя секция обычно снабжена по меньшей мере двумя капотами, выполненными раскрываемыми в радиальном направлении путем поворота относительно верхней продольной шарнирной линии, находящейся вблизи оси пилона, к которому крепится гондола.

В случае если силовая установка располагается под крылом, указанные капоты фиксируются в закрытом положении на какой-либо неподвижной конструкции или скрепляются друг с другом посредством группы фиксаторов вдоль нижней продольной линии фиксации.

Между тем, присутствие указанных капотов в средней секции оказывает негативное влияние на траектории распределения нагрузок между конструкциями гондолы, а также на траектории их передачи на пилон, поскольку основные линии передачи нагрузок сосредоточены вдоль указанных шарнирной линии и линии фиксации.

Подобная конфигурация не является оптимальной в случае окружных нагрузок, которые необходимо ограничивать, например, при таких происшествиях, как потеря лопасти.

Говоря конкретнее, при потере лопасти воздухозаборник подвергается значительным перемещениям, обусловленным большими нагрузками. Эти нагрузки обычно распространяются картером вентилятора через посредство скобы, соединяющей его с воздухозаборником.

Таким образом, существует потребность в разработке гондолы турбореактивного двигателя, средняя секция которой обладала бы улучшенными характеристиками передачи нагрузок.

В дополнение к сказанному выше следует также отметить, что указанная процедура раскрытия, осуществляемая путем поворота, может вызывать некоторые затруднения, если гондола располагается близко к конструктивному элементу летательного аппарата, особенно к крылу. Это связано с тем, что при проведении работ по техобслуживанию турбореактивного двигателя половинчатые структуры и капоты гондолы, находящиеся рядом с крылом, нельзя раскрывать на угол, превышающий некоторую заданную величину, поскольку их раскрытие блокируются крылом или, в более общем случае, неким конструктивным элементом летательного аппарата.

Кроме того, для радиального раскрытия капотов требуется наличие в гондоле мощных открывающих силовых цилиндров, которые должны выдерживать вес этих капотов и нагрузки, вызываемые порывами ветра на земле, или наличие половинчатых структур, а также штанг, обеспечивающих фиксацию указанных капотов и половинчатых структур в открытом положении. Необходимо иметь в виду, что все перечисленные компоненты имеют довольно большой вес и занимают много места.

Для устранения упомянутых выше недостатков в настоящем изобретении предложена гондола турбореактивного двигателя, содержащая воздухозаборник, размещенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя и его картер, и заднюю секцию, причем средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы, характеризующаяся тем, что указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией.

Таким образом, благодаря замене поворотных капотов съемными неподвижными авиаконструкциями эти авиаконструкции можно использовать для распределения нагрузок по всей средней секции. При этом становится возможным облегчить остальные зоны, участвующие в передаче нагрузок.

Кроме этого, следует отметить, что для осуществления указанной модификации средней секции требуется лишь незначительный объем оснастки и не нужно выполнять какие-либо изменения в конструкции вентилятора.

Согласно предпочтительному варианту изобретения, авиаконструкция оснащена одним или несколькими люками, которые обеспечивают доступ внутрь гондолы и расположены в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или по существу в средней зоне. В результате, указанные люки предоставляют возможность доступа к основным внутренним компонентам. Совершенно очевидно, что при необходимости проведения масштабных работ по техобслуживанию авиаконструкции придется демонтировать.

В предпочтительном случае гондола содержит одну или, в некоторых случаях, две авиаконструкции, в частности, по существу цилиндрической или полуцилиндрической формы, в зависимости от их количества, которые располагаются с каждой стороны от продольной оси гондолы.

В соответствии с другими предпочтительными признаками изобретения:

- авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с пилоном или со средством сопряжения гондолы с пилоном;

- авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с нижней продольной балкой;

- авиаконструкция связана с другой авиаконструкцией, в частности, в своей нижней части.

В предпочтительном случае задняя секция оснащена устройством реверса тяги.

Согласно предпочтительному варианту изобретения, авиаконструкция связана с соответствующей стенкой воздухозаборника.

Другой важный аспект изобретения заключается в выполнении такой средней секции, авиаконструкции которой связаны с передней воздухозаборной секцией таким образом, чтобы в случае потери лопасти на эту авиаконструкцию передавались лишь незначительные усилия, но чтобы она была в то же время способной выдерживать усилия нагрузок иного происхождения.

Для этого, в соответствии с первым вариантом осуществления, авиаконструкция связана со стенкой воздухозаборника посредством заклепок или винтов, установленных с зазором между двумя этими конструкциями.

В результате, эти две конструкции могут скользить друг относительно друга при действии значительной нагрузки. С учетом этой задачи затяжка креплений при их установке должна быть ограничена.

В порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы зона сопряжения между авиаконструкцией и воздухозаборником включала в себя по меньшей мере один локальный участок продольного изгиба, способный выдерживать обычные нагрузки в полете, но претерпевающий продольный изгиб при больших нагрузках, в частности при нагрузках, обусловленных потерей лопасти.

В предпочтительном случае указанный участок продольного изгиба связан с по меньшей мере одним элементом жесткости, а в частности с двумя такими элементами, окружающими этот участок продольного изгиба.

Следует понимать, что в этом случае целостность конструкции будет обеспечиваться даже при ее частичном продольном изгибе.

В порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы авиаконструкция была связана со стенкой воздухозаборника через гибкое соединение, выполненное с возможностью ослабления передачи усилий с ограничением тем самым передачи значительных нагрузок.

Опять же в порядке альтернативной или дополнительной меры может быть предусмотрено, чтобы соединение между авиаконструкцией и стенкой воздухозаборника осуществлялось через картер вентилятора при помощи одного или нескольких элементов жесткости, причем эти элементы жесткости, хотя и расположены близко друг к другу, но непосредственно между собой не связаны.

Благодаря подобной развязке усилия будут восприниматься кожухом вентилятора таким образом, что большая их часть не будет передаваться на авиаконструкцию.

Далее изобретение описано более подробно со ссылкой на приложенные чертежи, на которых:

фиг.1 схематически изображает продольное сечение половины гондолы турбореактивного двигателя;

фиг.2 схематически изображает авиаконструкцию, размещаемую согласно данному изобретению в средней секции;

фиг.3-6 иллюстрируют некоторые варианты механического соединения между показанной на фиг.2 авиаконструкцией и воздухозаборной секцией предложенной гондолы турбореактивного двигателя.

Из уровня техники общеизвестно, что гондола 1 двухконтурного турбореактивного двигателя (см. фиг.1) традиционно содержит внешнюю конструкцию, в состав которой входят передняя секция 3, образующая воздухозаборник; средняя секция 5, внутренняя стенка которой представлена картером 6 вентилятора 7 турбореактивного двигателя; и задняя секция 9, в которую могут быть помещены средства реверса тяги.

Данная гондола 1 включает в себя также внутреннюю конструкцию 11, в состав которой входит обтекатель 13 турбореактивного двигателя 15.

Внешняя конструкция гондолы 1 вместе с внутренней конструкцией 11 ограничивают кольцевой воздушный тракт 17 (его часто называют «трактом холодного воздуха», в противоположность горячему воздуху, создаваемому двигателем 15).

Вентилятор 7 по существу представлен винтом с лопастями 19, установленными с возможностью вращения на неподвижной ступице 21, соединенной с картером 6 вентилятора посредством группы неподвижных кронштейнов 25.

Выше по потоку от этих неподвижных кронштейнов располагаются спрямляющие лопатки 23, обеспечивающие спрямление создаваемого вентилятором 7 холодного воздушного потока.

В соответствии с изобретением, упомянутые выше проблемы устранены благодаря тому, что средняя секция 5 имеет внешнюю стенку, состоящую из по меньшей мере одной авиаконструкции 51 типа показанной на фиг.2. Эта авиаконструкция жестко смонтирована между передней секцией 3 и задней секцией 9, но обладает возможностью съема, образуя тем самым неподвижный капот, который можно снимать на время проведения масштабных работ по техобслуживанию, но который, в отличие от конструкций известного уровня техники, не открывается путем поворота.

Говоря конкретнее, представленный вариант изобретения относится к средней секции 5, которая согласно изобретению состоит из одной или нескольких авиаконструкций 51, по существу воспроизводящих внешнюю форму гондолы и размещенных вокруг по существу продольной оси гондолы 1. В рамках настоящей заявки рассмотрен частный случай, предусматривающий использование двух авиаконструкций.

Каждая авиаконструкция 51 прикреплена в верхней части крепежными элементами (например, винтами или заклепками) к пилону или к средству сопряжения с пилоном, или к верхней продольной балке, а в нижней части - к нижней продольной балке и/или к нижней кромке второй авиаконструкции 51, тоже с помощью крепежных элементов (винтов или заклепок).

Со своей передней стороны 53 авиаконструкция 51 жестко связана с внешней стенкой воздухозаборной секции 3, обеспечивая при этом внешнюю аэродинамическую непрерывность гондолы.

Аналогичным образом эта авиаконструкция со своей задней стороны 54 жестко связана с внешней стенкой задней секции 9.

Крепежные средства здесь не показаны, конкретные их примеры подробно описаны ниже при рассмотрении фиг.3-6.

Согласно дополнительному аспекту изобретения, авиаконструкции 51 включают в себя один или несколько люков 55 для доступа к внутреннему пространству гондолы. Места установки и размеры этих люков можно определить на основании вида компонентов, к которым оператору требуется получить доступ, не снимая полностью авиаконструкцию 51.

В предпочтительном случае люки 55 можно предусмотреть в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или по существу в средней зоне.

В соответствии с первым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.3, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборника 3 посредством группы заклепок или болтов 56. В граничной зоне предусмотрен периферический слой герметика, обеспечивающий аэродинамическую непрерывность между двумя конструкциями.

Для обеспечения возможности небольшого скольжения конструкций относительно друг друга заклепки 56 устанавливают с незначительным зазором 58. Кроме того, тип заклепки 56 выбирают таким образом, чтобы ограничить затяжку их установки и тем самым обеспечить в случае значительных нагрузок относительное скольжение двух конструкций.

В соответствии со вторым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.4, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через участок 60 продольного изгиба, который может быть выполнен объединенным с одной, другой или с обеими конструкциями. Этот участок 60 продольного изгиба соответствует секции малой толщины, которая может претерпевать продольный изгиб при соответствующих нагрузках, в частности при потере лопасти 19, но способна противостоять нормальным нагрузкам, имеющим место в полете.

Для обеспечения идеального отграничения участка 60 продольного изгиба его можно окружить элементами 61 жесткости, в частности, относящимися к авиаконструкции 51 и/или к стенке воздухозаборной секции 3.

В соответствии с третьим вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.5, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через гибкое соединение 62, которое прикреплено к каждой конструкции заклепками 63.

Аэродинамическую непрерывность и герметичность между двумя конструкциями обеспечивает внешний периферический слой 64.

Указанное гибкое соединение выполнено таким образом, что демпфирует действующие нагрузки и препятствует передаче значительных нагрузок. Такой соединительный элемент можно выполнить из синтетического каучука (например, силикона), усиленного стекловолокном (или любыми другими аналогичными волокнами).

В соответствии с четвертым вариантом изобретения, схематически представленным на фиг.6, авиаконструкция 51 прикреплена к стенке воздухозаборной секции 3 через элементы 57 жесткости угловой формы, соединенные также с картером 6.

В результате, нагрузки, передаваемые через зону сопряжения «воздухозаборная секция 3 / авиаконструкции 51», воспринимаются в основном картером 6 и не передаются на другую конструкцию.

Несмотря на то, что изобретение раскрыто в данной заявке на примере его конкретных вариантов выполнения, следует понимать, что объем его правовой охраны не ограничивается этими вариантами, а напротив, охватывает также все возможные технические эквиваленты рассмотренных средств и их различные комбинации, при условии, что они отвечают сущности данного изобретения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции. Средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией, обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы. Указанная авиаконструкция жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией. Достигается снижение массы агрегатов гондолы. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Гондола (1) турбореактивного двигателя, содержащая воздухозаборник (3), размещенный перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию (5), охватывающую вентилятор (7) турбореактивного двигателя и его картер (6), и заднюю секцию (9), причем средняя секция образована по меньшей мере одной авиаконструкцией (51), обеспечивающей наружную аэродинамическую непрерывность гондолы, отличающаяся тем, что указанная авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с по меньшей мере одной неподвижной смежной конструкцией, а также тем, что авиаконструкция (51) связана с соответствующей стенкой воздухозаборника (3), причем зона сопряжения между авиаконструкцией (51) и воздухозаборником (3) включает в себя по меньшей мере один локальный участок (60) продольного изгиба, способный выдерживать обычные нагрузки в полете, но претерпевающий продольный изгиб при перегрузках, в частности при перегрузках, обусловленных потерей лопасти (19).

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) оснащена одним или несколькими люками (55), которые обеспечивают доступ внутрь гондолы и расположены в верхней так называемой «двенадцатичасовой» зоне, и/или нижней так называемой «шестичасовой» зоне, и/или, по существу, в средней зоне.

3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что она содержит две авиаконструкции (51), по существу, полуцилиндрической формы, которые располагаются с каждой стороны от, по существу, продольной оси гондолы.

4. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с пилоном или со средством сопряжения гондолы с пилоном.

5. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) жестко связана с возможностью съема с нижней продольной балкой.

6. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана с другой авиаконструкцией (51), в частности, в своей нижней части.

7. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что задняя секция (9) оснащена устройством реверса тяги.

8. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана со стенкой воздухозаборника (3) посредством заклепок (56) или винтов, установленных с зазором (58) между двумя этими конструкциями.

9. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что указанный участок (60) продольного изгиба связан с по меньшей мере одним элементом (61) жесткости, а в частности с двумя такими элементами, окружающими этот участок продольного изгиба.

10. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что авиаконструкция (51) связана со стенкой воздухозаборника (3) через гибкое соединение (62), выполненное с возможностью ослабления передачи усилий с ограничением тем самым передачи значительных нагрузок.

11. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что соединение между авиаконструкцией (51) и стенкой воздухозаборника (3) осуществляется через картер (6) вентилятора (7) при помощи одного или нескольких элементов (65) жесткости.