Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, к силовой установке, оснащенной такой гондолой, а также к летательному аппарату, содержащему такую силовую установку.
Как правило, летательный аппарат приводится в движение несколькими турбореактивными двигателями, каждый из которых расположен в гондоле, при этом в каждой гондоле дополнительно находится набор вспомогательных приводных устройств, связанных с ее работой и обеспечивающих различные функции, когда турбореактивный двигатель работает или выключен.
Обычно гондолы гражданских самолетов предназначены для размещения в них двухконтурных турбореактивных двигателей, выполненных с возможностью генерировать при помощи лопаток вращающегося вентилятора поток горячих газов (называемый также потоком первого контура) и поток холодного воздуха (называемый также потоком второго контура), который проходит снаружи турбореактивного двигателя по кольцевому проходу, называемому также проточным трактом и образованному между двумя концентричными стенками гондолы. Потоки первого контура и второго контура выходят из турбореактивного двигателя через заднюю сторону гондолы, содержащей
- воздухозаборник, находящийся спереди турбореактивного двигателя;
- среднюю секцию, окружающую картер вентилятора турбореактивного двигателя;
- заднюю секцию, содержащую внутреннюю конструкцию, окружающую газогенератор, то есть камеру сгорания, компрессор высокого давления и ступени турбины (низкого и высокого давления), и наружную конструкцию, которая вместе с внутренней конструкцией образует проточный тракт второго контура, предназначенный для направления потока холодного воздуха, при этом задняя секция может содержать средства реверса тяги;
- реактивное сопло, выход которого находится сзади турбореактивного двигателя.
Во время приземления самолета средства реверса тяги позволяют улучшить его способность к торможению, перенаправляя в переднем направлении основную часть тяги, создаваемой турбореактивным двигателем. В этой фазе реверс обычно перекрывает проточный тракт холодного воздушного потока и направляет этот поток в переднюю сторону гондолы, создавая за счет этого обратную тягу, которая добавляется к торможению колес самолета. Средства, применяемые для этого перенаправления холодного потока, различаются в зависимости от типа реверса. Обычной конфигурацией является конфигурация так называемых «решетчатых» реверсов тяги. В реверсивном устройстве этого типа наружный капот задней секции выполнен с возможностью перемещения скольжением. Поступательное перемещение этого скользящего капота в заднем направлении позволяет открыть реверсивные решетки, устанавливающие сообщение между проточным трактом холодного потока и пространством снаружи гондолы. Кроме того, поступательное перемещение скользящего капота позволяет развернуть перекрывающие створки в проточном тракте холодного потока сзади вентилятора. Таким образом, за счет комбинированного действия перекрывающих створок и реверсивных решеток холодный поток перенаправляется в переднем направлении гондолы.
Как было указано выше, средства реверса тяги расположены в задней секции гондолы. Известны три основных типа конструктивной конфигурации для задней секции, а именно так называемые “C-образные” конструкции (известные также под английским названием “C-duct”), “D-образные” конструкции (или “D-duct”) и “О-образные” конструкции (или “О-duct”).
В гондоле с D-образной конструкцией внутренняя и наружная конструкции гондолы связаны друг с другом через два диаметрально противоположных соединительных островка, обычно называемых разветвлениями. Таким образом, разветвления образуют конструкции, проходящие через проточный тракт второго контура, соответственно на уровне положений, называемых «на двенадцать часов» (верхнее разветвление) и «на шесть часов» (нижнее разветвление). Можно напомнить, что положения «на двенадцать часов» и «на шесть часов» определены по аналогии с часовым циферблатом, при этом гондола находится в рабочем положении, то есть под крылом. Таким образом, положение «на двенадцать часов» находится на уровне стойки крепления гондолы, тогда как положение «на шесть часов» соответствует диаметрально противоположному положению.
В гондоле с О-образной или с С-образной конструкцией задняя секция выполнена таким образом, чтобы можно было обойтись без нижнего разветвления (или нижнего соединительного островка). Таким образом, наружная неподвижная конструкция может быть соединена с внутренней неподвижной конструкцией только через одно разветвление, то есть через верхнее разветвление, расположенное на уровне положения «на двенадцать часов». Такая конфигурация обеспечивает выигрыш в эффективности для силовой установки, так как проточный тракт холодного потока больше не перекрывается в своей нижней части, как в случае D-образных конструкций. Кроме того, О-образные или С-образные конструкции позволяют также получить существенный выигрыш в массе.
В О-образной или С-образной конструкции скользящий или подвижный капот обычно установлен на направляющих, расположенных с двух сторон от пилона (или стойки) подвески силовой установки. Эти направляющие могут быть расположены непосредственно на пилоне или на промежуточном элементе, неподвижно соединяемым с пилоном, когда силовую установку устанавливают на место. Как правило, подвижный капот направляется и поддерживается только на уровне этих направляющих, то есть только вблизи положения «на двенадцать часов». Кроме того, в О-образной конструкции скользящий капот образует единую конструкцию.
Чтобы обеспечить выполнение различных требований (таких как предотвращение повторного всасывания воздуха двигателем, предотвращение направления части тяги в сторону фюзеляжа летательного аппарата и т.д.), как правило, профиль решеток, обеспечивающих перенаправление холодного потока, не является единообразным вдоль окружности решетчатой конструкции. Как следствие, поперечные усилия, связанные с реверсом тяги и действующие на решетчатую конструкцию, распределены неравномерно. Сумма этих поперечных усилий не равна нулю, что приводит к появлению поперечной силы, действующей на решетчатую конструкцию и, следовательно, на силовую установку. Эта поперечная сила создает движение коромысла, действующее на силовую установку. Это неравномерное распределение приводит также к неравномерной деформации реверсивного устройства, которое принимает форму овала во время фаз реверса тяги. Эти нежелательные деформации и движения представляют собой серьезные недостатки в случае О-образных или С-образных конструкций.
Решение для преодоления этих недостатков было предложено в заявке WO 2016/116709. Это решение предусматривает дополнительную направляющую систему в так называемом положении «на шесть часов», что обеспечивает передачу поперечных усилий в нижнюю часть гондолы. Описанная в вышеупомянутой заявке направляющая система является системой «короткого» типа, то есть промежуток между крайними точками опоры направляемого элемента остается относительно небольшим по сравнению с длиной движения, обеспечиваемого направляющей. Такая конфигурация предназначена для обеспечения достаточного восприятия поперечных усилий и одновременно позволяет ограничить риск гиперстатичности при направлении подвижного капота.
Однако описанное в этой заявке устройство не обеспечивает корректного восприятия некоторых усилий, в частности моментов вокруг вертикальной оси и поперечной оси гондолы, то есть моментов вокруг двух осей, перпендикулярных к продольной оси гондолы. Вместе с тем, эти усилия могут быть исключительно большими, в частности, в некоторых случаях работы системы реверса тяги в аварийном режиме и, например, в случае поломки одного из приводов подвижного капота или в случае неисправности типа «задержки третичного замка». В первом случае поломка привода может привести к тому, что подвижный замок подвергается слишком несимметричным усилиям во время движений выдвигания и убирания. В этом случае моменты вокруг вертикальной оси гондолы, действующие на систему реверса тяги, будут слишком большими. Во втором случае третичный замок (обычно известный под английским сокращением TLS от “tertiary lock system”), который находится в положении «на двенадцать часов», не разблокирует подвижный капот. Таким образом, подвижный капот задерживается в убранном положении только в верхней части гондолы и, следовательно, оказывается в консольном положении относительно действующих на него аэродинамических усилий. В этом втором случае будут слишком большими моменты вокруг поперечной оси гондолы, действующие на систему реверса тяги.
Изобретением предложено устранить недостатки известных технических решений за счет корректной передачи всех усилий, действующих на скользящий капот и на реверсивные решетки, в нижнюю часть гондолы.
В связи с этим, объектом изобретения является гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата, при этом гондола содержит заднюю секцию без нижнего разветвления, при этом задняя секция содержит систему реверса тяги, при этом система реверса тяги содержит подвижный капот, при этом гондола отличается тем, что содержит направляющую систему, имеющую подвижную часть и неподвижную часть, при этом подвижная часть соединена в поступательном движении с подвижным капотом, неподвижная часть является неподвижной относительно гондолы, при этом направляющая система расположена вблизи так называемого положения «на шесть часов», при этом длина неподвижной части направляющей системы превышает или равна 50% длины подвижной части.
Таким образом, за счет такого выполнения вышеупомянутой направляющей системы осуществляют направление на шесть часов «длинного» типа, которое обеспечивает восприятие всех поперечных усилий в нижней части гондолы, в том числе моментов вокруг поперечной и вертикальной осей гондолы (соответственно осей у и z на фигурах). Благодаря этой конфигурации, когда система реверса тяги находится в развернутом положении, деформации и паразитные движения, возникающие в гондолах типа “O-duct” или “C-duct”, оказываются существенно ограниченными или даже вовсе устранены. Когда в системе реверса тяги случаются неисправности, такие как поломка привода или «задержка третичного замка», происходит корректное восприятие моментов вокруг осей y, z, ортогональных к продольной оси х гондолы, чего не происходило в гондоле, описанной в заявке WO 2016/116709. Кроме того, направляющую систему в соответствии с изобретением можно легко интегрировать в гондолу, так как подвижная часть направляющей системы установлена на месте цельной решетки, например, цельной решетки, обычно расположенной на шесть часов (обычно называемой “blank off”).
В варианте осуществления длина неподвижной части направляющей системы превышает или равна 80% длины подвижной части.
В варианте осуществления неподвижная часть образует направляющую, взаимодействующую с подвижной частью, при этом подвижная часть образует ползун и содержит полость, выполненную с возможностью захождения в нее неподвижной части.
В варианте осуществления неподвижная часть неподвижно соединена с периферической рамой, предназначенной для крепления на картере вентилятора турбореактивного двигателя, и/или предназначена для крепления непосредственно на картере вентилятора.
В варианте осуществления неподвижная часть содержит по меньшей мере две точки крепления.
В варианте осуществления система реверса тяги содержит реверсивные решетки, в частности, скользящие реверсивные решетки.
В варианте осуществления реверсивные решетки являются скользящими, при этом передний конец подвижной части неподвижно соединен с передней периферической рамой, неподвижно соединенной с реверсивными решетками.
В варианте осуществления подвижная часть расположена между двумя реверсивными решетками.
В варианте осуществления подвижная часть расположена в месте, обычно занимаемом так называемой цельной решеткой.
В варианте осуществления подвижная часть неподвижно соединена с передней периферической рамой.
В варианте осуществления задний конец подвижной части неподвижно соединен с периферической рамой подвижного капота.
В варианте осуществления подвижная часть продолжена балкой, неподвижно соединенной с подвижным капотом.
Объектом изобретения является также силовая установка летательного аппарата, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, при этом силовая установка содержит описанную выше гондолу.
Наконец, объектом изобретения является летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну вышеупомянутую силовую установку, при этом силовая установка поддерживается пилоном, при этом летательный аппарат содержит направляющие для подвижного капота гондолы, при этом направляющие закреплены на пилоне или на конструкции, неподвижно соединенной с пилоном и/или с турбореактивным двигателем.
Настоящее изобретение будет более понятно из нижеследующего подробного описания, представленного со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
на фиг. 1а и 1b показана гондола в соответствии с изобретением соответственно в конфигурации «прямой тяги» и «обратной тяги»;
на фиг. 2а и 2b показана часть гондолы, представленной на фиг. 1а и 1b, с показом задней части системы реверса тяги соответственно в убранном и развернутом положении;
на фиг. 3а и 3b показаны детальные виды соответственно фиг. 2а и 2b;
на фиг. 4а и 4b показана часть гондолы, изображенной на фиг. 1а и 1b, при этом система реверса тяги находится соответственно в убранном и развернутом положении.
на фиг. 5 представлена часть турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением с показом примера осуществления неподвижной части направляющей системы, закрепленной на картере вентилятора турбореактивного двигателя.
На фиг. 1а и 1b показана заявленная гондола 1. Как известно, она содержит воздухозаборник 2, среднюю секцию 3, а также заднюю секцию 4. На фиг. 1а показана только сама гондола 1, тогда как на фиг. 1b гондола 1 показана установленной на пилоне 5 (обычно известном под названием «стойки двигателя»). Кроме того, на фиг. 1а гондола показана в конфигурации «прямой тяги», то есть система реверса тяги находится в убранном положении, тогда как на фиг, 1b гондола показана в конфигурации «обратной тяги», то есть система реверса тяги находится в развернутом положении. Как показано на фиг. 1b, подвижный капот 20 задней секции 4 находится в заднем положении, открывая реверсивные решетки 22. В данном примере движение подвижного капота 20 поддерживается и направляется направляющими 50, расположенными с двух сторон от пилона 5.
В данном примере конструкция гондолы является «О-образной» конструкцией (обычно известной под названием “O-duct”) и, следовательно, не содержит разветвления (или соединительного островка) в нижней части проточного тракта холодного потока. Необходимо отметить, что изобретение можно также применять для гондолы с C-образной конструкцией.
На фиг. 2а и 2b представлена часть задней секции гондолы, показанной на фиг. 1а и 1b, и показаны, в частности, компоненты системы реверса тяги, соответственно в убранном положении и в развернутом положении.
Система реверса тяги содержит подвижный капот 20, в данном примере выполненный в виде единой детали, который образует наружную поверхность задней секции гондолы. Подвижный капот 20 установлен с возможностью перемещения скольжением, в данном случае при помощи направляющих 50, неподвижно соединенных с пилоном 5, поддерживающим силовую установку (то есть комплекс, образованный турбореактивным двигателем и соответствующей гондолой). Система реверса тяги содержит также реверсивные решетки 22, в данном примере скользящие решетки, и подвижные перекрывающие створки 24, выполненные с возможностью поворота. Система реверса тяги содержит приводы 25, в частности, электромеханические приводы, обеспечивающие перемещение скольжением подвижного капота между убранным положением (фиг. 2а) и развернутым положением (фиг. 2b) и наоборот.
Когда система реверса тяги убрана (фиг. 2а):
- подвижный капот 20 находится в убранном положении, соответствующем переднему положению, в котором он обеспечивает аэродинамическую непрерывность со средней секцией гондолы;
- перекрывающие створки 24 находятся в убранном положении, в котором они не перекрывают проточный тракт холодного потока;
- реверсивные решетки 22 находятся в убранном (или переднем) положении, в котором они расположены вокруг картера вентилятора турбореактивного двигателя.
Когда система реверса тяги развернута (фиг. 2b):
- подвижный капот находится в развернутом положении, соответствующем заднему положению, в котором он открывает реверсивные решетки 22, находящиеся в своем заднем положении;
- перекрывающие створки 24 находятся в развернутом положении, в котором они по меньшей мере частично перекрывают проточный тракт холодного потока;
- реверсивные решетки 22 находятся в развернутом (или заднем) положении, в котором они расположены сзади картера вентилятора турбореактивного двигателя и в котором они перенаправляют холодный поток наружу и в переднем направлении гондолы.
Следует отметить, что в данном примере реверсивные решетки 22 являются скользящими решетками и связаны в поступательном движении с подвижным капотом 20, и относительное положение реверсивных решеток 22 относительно подвижного капота 20 не меняется во время развертывания или убирания системы реверса тяги.
Реверсивные решетки 22 неподвижно соединены с передней периферической рамой 26. Для приводов системы реверса тяги предусмотрены несколько гнезд 28. Эти гнезда 28, выполненные в данном примере в количестве четырех, расположены между некоторыми из реверсивных решеток 22.
В положении «на шесть часов» (или вблизи этого положения) расположена направляющая система, содержащая подвижную часть 30, неподвижно соединенную в поступательном движении с подвижным капотом 20, и неподвижную часть 32, неподвижно соединенную с неподвижной частью гондолы и/или неподвижно соединенную с турбореактивным двигателем, связанным с гондолой.
Предпочтительно подвижная часть 30 расположена в месте, обычно занимаемом так называемой цельной решеткой (обычно известной под названием “blank off”), при этом такая цельная решетка предусмотрена, чтобы избегать перенаправления холодного потока вниз. Таким образом, подвижная часть 30 направляющей системы предпочтительно расположена между двумя реверсивными решетками 22 сзади передней периферической рамы 26 решеток 22.
В соответствии с изобретением подвижная часть 30 направляющей системы является неподвижной относительно подвижного капота 20 (и, следовательно, в данном примере относительно реверсивных решеток 22), будучи закрепленной в данном примере на передней периферической раме 26. Подвижная часть 30 образует ползун, взаимодействующий с неподвижной частью 32, которая образует направляющую. Неподвижная часть 32 направляющей системы является неподвижной относительно неподвижных элементов гондолы и силовой установки. В данном примере неподвижная часть 32 предназначена для крепления на картере вентилятора связанного с гондолой турбореактивного двигателя. Как показано на фиг. 2а и 2b, относительное положение неподвижной части 32 и подвижной части 30 направляющей системы связано с положением подвижного капота 20 и, следовательно, реверсивных решеток 22. Это относительное положение включает в себя два крайние положения, соответствующие убранному и развернутому положениям системы реверса тяги. Эти два крайние положения более наглядно показаны на фиг. 3а, 4а (реверс тяги убран) и 3b, 4b (реверс тяги развернут). На этих фигурах видно, что, согласно изобретению, длина неподвижной части 32 (или направляющей), заходящей (в переднем положении подвижного капота 20) в подвижную часть, превышает или равна 50% (и предпочтительно превышает или равна 60% и еще предпочтительнее превышает или равна 80%) длины подвижной части 30 (или ползуна), что позволяет обеспечивать направление длинного типа. В данном примере длина неподвижной части 32 равна (или близка к) длине подвижной части 30. Предпочтительно длина подвижной части 30 превышает ход подвижного капота. Таким образом, когда подвижный капот находится в заднем положении, участок неподвижной части остается задвинутым в подвижную часть. В этом случае предпочтительно можно ограничить длину участка, остающегося задвинутым в заднем положении подвижного капота, причем эта длина, например, меньше или равна 20% длины подвижной части. Таким образом, можно объединить преимущества «короткого» направления, когда подвижный капот находится в заднем положении (положение обратной тяги), с преимуществами «длинного» направления, когда подвижный капот находится в переднем положении (положение прямой тяги).
Как показано, в частности, на фиг. 3а, 3b и 4a, 4b, подвижная часть 30 направляющей системы содержит корпус 300, который имеет переднюю часть 302, выполненную с возможностью крепления на передней периферической раме 26, например, посредством соединения накладками, и заднюю часть 304, выполненную с возможностью крепления на подвижном капоте 20, например, посредством соединения заклепками и/или накладками. В данном примере подвижная часть 30 неподвижно соединена с периферической рамой 202 подвижного капота 20. Направляющая система 30 содержит продольную полость, выполненную с возможностью захождения в нее неподвижной части 32.
На фиг. 5 представлен пример крепления неподвижной части 32 на картере 320 вентилятора турбореактивного двигателя, вид сбоку. В данном примере неподвижная часть 32 содержит две отстоящие друг от друга крепежные части. Первая крепежная часть или передняя крепежная часть 322 позволяет закрепить неподвижную часть 32 непосредственно на картере 320 вентилятора, в частности, на крепежном фланце картера вентилятора. Вторая крепежная часть или задняя крепежная часть 324 позволяет закрепить неподвижную часть 32 на обечайке 34 промежуточного картера, которая, в свою очередь, закреплена на картере 320 вентилятора. Предпочтительно задняя передняя часть 324 выполнена в виде единой детали с неподвижной частью 32, тогда как передняя крепежная часть 322 является присоединяемой деталью.
В не показанном на фигурах варианте подвижная часть направляющей системы может иметь на уровне своей задней части удлинение, продолженное в виде балки, неподвижно соединенной с подвижным капотом 20. Таким образом, через это удлинение подвижная часть направляющей системы будет жестко закреплена на подвижном капоте 20 и будет участвовать в обеспечении жесткости этого подвижного капота.
В не показанном на фигурах варианте направляющую образует подвижная часть направляющей системы, тогда как неподвижная часть образует ползун, взаимодействующий с направляющей.
Хотя изобретение было описано в связи с частным вариантом осуществления, разумеется, оно ни в коем случае им не ограничивается и охватывает все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации.
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, силовой установке, оснащенной такой гондолой, и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку. Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит заднюю секцию без нижнего разветвления, которая содержит систему реверса тяги, содержащую подвижный капот. При этом гондола содержит направляющую систему, имеющую подвижную часть и неподвижную часть. При этом подвижная часть соединена в поступательном движении с подвижным капотом и взаимодействует с неподвижной частью. Причем неподвижная часть является неподвижной относительно гондолы. При этом направляющая система расположена вблизи так называемого положения «на шесть часов». При этом длина неподвижной части направляющей системы превышает или равна 50% длины подвижной части. Группа изобретений также относится к силовой установке летательного аппарата, содержащей двухконтурный турбореактивный двигатель, при этом силовая установка содержит вышеописанную гондолу, а также к летательному аппарату, содержащему по меньшей мере одну вышеописанную силовую установку. Изобретением предложено устранить недостатки известных технических решений за счет корректной передачи всех усилий, действующих на скользящий капот и на реверсивные решетки, в нижнюю часть гондолы. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 9 ил.
1. Гондола (1) турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая заднюю секцию (4) без нижнего разветвления, при этом задняя секция содержит систему реверса тяги, содержащую подвижный капот (20), отличающаяся тем, что она содержит направляющую систему, имеющую подвижную часть (30) и неподвижную часть (32), при этом подвижная часть (30) соединена в поступательном движении с подвижным капотом (20) и взаимодействует с неподвижной частью (32), причем неподвижная часть (32) является неподвижной относительно гондолы (1), при этом направляющая система расположена вблизи так называемого положения «на шесть часов», при этом длина неподвижной части (32) направляющей системы превышает или равна 50% длины подвижной части (30).
2. Гондола по п. 1, в которой длина неподвижной части (32) направляющей системы превышает или равна 80% длины подвижной части (30).
3. Гондола по п. 1 или 2, в которой неподвижная часть (32) образует направляющую, взаимодействующую с подвижной частью (30), при этом подвижная часть (30) образует ползун и содержит полость, выполненную с возможностью приема неподвижной части (32).
4. Гондола по одному из пп. 1-3, в которой неподвижная часть (32) неподвижно соединена с периферической рамой (34), предназначенной для крепления на картере вентилятора турбореактивного двигателя, и/или предназначена для крепления непосредственно на картере вентилятора.
5. Гондола по п. 4, в которой неподвижная часть (32) содержит по меньшей мере две точки крепления.
6. Гондола по одному из пп. 1-5, в которой система реверса тяги содержит реверсивные решетки, в частности скользящие реверсивные решетки (22).
7. Гондола по одному из пп. 1-6, в которой реверсивные решетки (22) являются скользящими, при этом передний конец (302) подвижной части (30) неподвижно соединен с передней периферической рамой (26), неподвижно соединенной с реверсивными решетками (22).
8. Гондола по одному из пп. 6 или 7, в которой подвижная часть (30) расположена между двумя реверсивными решетками (22).
9. Гондола по п. 8, в которой подвижная часть (30) расположена в месте, обычно занимаемом так называемой цельной решеткой.
10. Гондола по одному из пп. 7-9, в которой подвижная часть (30) неподвижно соединена с передней периферической рамой (26).
11. Гондола по одному из пп. 1-10, в которой задний конец (304) подвижной части (30) неподвижно соединен с периферической рамой (202) подвижного капота (20).
12. Гондола по одному из пп. 1-11, в которой подвижная часть (30) продолжена балкой, неподвижно соединенной с подвижным капотом (20).
13. Силовая установка летательного аппарата, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, при этом силовая установка содержит гондолу (1) по одному из пп. 1-12.
14. Силовая установка по п. 13, в которой неподвижная часть (32) закреплена на картере вентилятора.
15. Летательный аппарат, содержащий по меньшей мере одну силовую установку по п. 13 или 14, при этом силовая установка поддерживается пилоном (5), при этом летательный аппарат содержит направляющие для подвижного капота гондолы, закрепленные на пилоне (5) или на конструкции, неподвижно соединенной с пилоном и/или с турбореактивным двигателем.
| US 2002125370 A1, 12.09.2009 | |||
| US 2011318173 A1, 29.12.2011 | |||
| WO 2016116709 A1, 28.07.2016. |
