ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, СОДЕРЖАЩИЙ СРЕДСТВА ПОДВЕСКИ Российский патент 2022 года по МПК B64D27/26 

Область техники, к которой относится изобретение

Данное изобретение относится к узлу подвески газотурбинного двигателя, в частности, двухконтурного турбореактивного двигателя.

Уровень техники

Двухконтурный турбореактивный двигатель обычно содержит проточный тракт для прохождения потока первого контура или первый контур — от входа к выходу относительно направления прохождения газа в газотурбинном двигателе — с компрессором низкого давления, компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и турбиной низкого давления. Турбореактивный двигатель также содержит проточный тракт для прохождения потока второго контура или второй контур, расположенный радиально снаружи первого контура. Термины «радиальный», «по радиусу», «осевой», «по оси» и «по окружности» определены относительно оси газотурбинного двигателя. Термины «выше по потоку», «вход» и «ниже по потоку», «выход» определены относительно направления прохождения потока газа через газотурбинный двигатель.

Как правило, турбореактивный двигатель закреплен на пилоне или стойке летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем, на конструкцию летательного аппарата и обеспечивает также доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем и летательным аппаратом.

В патентной заявке FR 2 867 155, поданной на имя Заявителя, описан газотурбинный двигатель, закрепленный на пилоне посредством переднего узла подвески и заднего узла подвески. Передний узел подвески закреплен на промежуточном корпусе, жестко соединенном с корпусом вентилятора, а задний узел подвески закреплен на корпусе выходного устройства. Оба корпуса являются конструктивными элементами газотурбинного двигателя.

Функцией узлов подвески является обеспечение передачи механических усилий между газотурбинным двигателем и пилоном. Эти усилия являются, в частности, тягой, создаваемой газотурбинным двигателем, ориентированной вдоль оси газотурбинного двигателя, обозначаемой Х, боковыми аэродинамическими нагрузками, ориентированными вдоль оси, обозначаемой Y, и весом газотурбинного двигателя, ориентированным вертикально вдоль оси, обозначаемой Z. Также функцией узлов подвески является восприятие крутящего момента Мх, который воздействует на газотурбинный двигатель в окружном направлении вокруг оси Х. Оси Х, Y и Z являются попарно ортогональными.

В дальнейшем тексте описания будет представлен, в частности, передний узел подвески.

Известный передний узел подвески «основного» типа, обычно содержит балку, выполненную с возможностью крепления на пилоне летательного аппарата, цилиндрическую часть, жестко соединенную с балкой и шарнирно соединенную с корпусом шарнирного соединения, при этом корпус шарнирного соединения содержит основной элемент и сердечник шарнирного соединения, шарнирно соединенный с основным элементом, причем цилиндрическая часть установлена с возможностью поворота вокруг своей оси в сердечнике шарнирного соединения. Основной элемент корпуса шарнирного соединения прикреплен к неподвижной части турбореактивного двигателя, например, в двухконтурном двухвальном турбореактивном двигателе, к промежуточному корпусу или к межкомпрессорному корпусу, расположенному между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления.

В настоящее время существует потребность в увеличении степени двухконтурности турбореактивных двигателей. Следует напомнить, что степень двухконтурности представляет собой отношение расхода потока второго контура к расходу потока первого контура. Следовательно, для увеличения степени двухконтурности нужно увеличить поперечное сечение прохождения воздуха через проточный тракт второго контура. Для этого стараются уменьшить радиальное пространство, занимаемое отсеком между проточными трактами, также называемое «основной областью», расположенной между проточным трактом первого контура и проточным трактом второго контура. Для этого может быть полезно уменьшить размеры переднего узла подвески, особенно на уровне его области крепления к соответствующей области корпуса газотурбинного двигателя.

Раскрытие сущности изобретения

Задача изобретения состоит в простом, надежном и недорогом решении вышеуказанных проблем.

Поставленная задача решена в газотурбинном двигателе, расположенном вдоль оси, содержащем каскад высокого давления, включающий в себя компрессор высокого давления, соединенный во вращении с турбиной высокого давления, и каскад низкого давления, включающий в себя компрессор низкого давления, соединенный во вращении с турбиной низкого давления, передний корпус, расположенный выше по потоку относительно компрессора высокого давления, и средства подвески газотурбинного двигателя, выполненные с возможностью крепления газотурбинного двигателя к пилону летательного аппарата, при этом указанные средства подвески содержат передний узел подвески, включающий в себя балку, выполненную с возможностью крепления на пилоне, по меньшей мере две соединительные тяги, которые расположены в окружном направлении на расстоянии друг от друга и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце с балкой и на втором конце с передним корпусом, траверсу, шарнирно соединенную с балкой в окружном направлении на уровне центральной области указанной траверсы, по меньшей мере две тяги восприятия усилий, которые расположены в окружном направлении на расстоянии друг от друга и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце с траверсой и на втором конце с неподвижной частью газотурбинного двигателя, при этом указанные по меньшей мере две тяги восприятия усилий расположены выше по потоку относительно радиальной плоскости подвески, которая определена двумя соединительными тягами, причем средства подвески дополнительно содержат задний узел подвески, который выполнен с возможностью соединения пилона с неподвижным расположенным ниже по потоку корпусом газотурбинного двигателя.

Следует помнить, что термины «выше по потоку», «вход» и «ниже по потоку», «выход» определены относительно направления прохождения потока газа через газотурбинный двигатель, а термины «осевой», «по радиусу», «радиальный» и «по окружности», «в окружном направлении» определены относительно оси газотурбинного двигателя.

Такая конструкция позволяет уменьшить размер средств подвески, в частности, переднего узла подвески, чтобы иметь возможность увеличить поперечное сечение проточного тракта второго контура и, таким образом, степень двухконтурности газотурбинного двигателя.

Газотурбинный двигатель может быть турбореактивным двигателем, в частности, двухконтурным турбореактивным двигателем. Турбореактивный двигатель может быть турбовинтовентиляторным двигателем (ТВВД), например, так называемым двигателем типа двигателя с «открытым ротором».

Передний корпус может быть межкомпрессорным корпусом, который расположен вдоль оси между компрессором высокого давления и компрессором низкого давления.

В качестве альтернативы, передний корпус может быть промежуточным корпусом, который расположен в радиальном направлении между радиально внутренним проточным трактом первого контура и радиально наружным проточным трактом второго контура газотурбинного двигателя.

Первая соединительная тяга и вторая соединительная тяга из указанных соединительных тяг могут проходить в радиальной плоскости газотурбинного двигателя, при этом первый конец и второй конец каждой из первой и второй соединительных тяг шарнирно установлен с возможностью поворота вокруг осей шарнирного соединения, параллельных оси газотурбинного двигателя.

Таким образом, первая и вторая соединительные тяги выполнены с возможностью восприятия радиальных усилий.

Одна из соединительных тяг может иметь общую L-образную форму и может быть выполнена с возможностью восприятия крутящего момента, действующего вокруг оси газотурбинного двигателя.

Передний узел подвески средств подвески может содержать третью соединительную тягу, шарнирно соединеннyю первым концом с балкой и шарнирно соединенную вторым концом с передним корпусом, при этом по меньшей мере на одном шарнирном соединении третьей соединительной тяги с балкой и/или передним корпусом имеется функциональный зазор, таким образом, что третья соединительная тяга не требуется при обычной работе и нужна в случае разрыва одной из первой и второй соединительных тяг.

Третья соединительная тяга может быть выполнена с возможностью реализации функции отказоустойчивости (называемой также “Fail Safe”).

Третья соединительная тяга может проходить в осевой плоскости и шарнирно соединяться своим первым концом и своим вторым концом с осями шарнирного соединения, перпендикулярными оси газотурбинного двигателя.

Третья соединительная тяга может быть расположена в окружном направлении между первой и второй соединительными тягами.

Вторые концы соединительных тяг могут быть шарнирно соединены с крепежной пластиной, жестко соединенной с передним корпусом.

Неподвижная часть газотурбинного двигателя может представлять собой промежуточный корпус, при этом второй конец каждой тяги восприятия усилий может быть шарнирно соединен с выступом промежуточного корпуса, при этом указанный выступ расположен в радиальном направлении между проточным трактом первого контура и проточным трактом второго контура газотурбинного двигателя.

Такой газотурбинный двигатель, например, является двухконтурным турбореактивным двигателем.

Тяги восприятия усилий могут располагаться в плоскости, проходящей под углом к радиальной плоскости.

Со стороны, находящейся ближе ко входу, тяги восприятия усилий отдаляются друг от друга в окружном направлении.

Первые концы тяг восприятия усилий могут быть шарнирно соединены с окружными концами траверсы.

Шарнирные соединения тяг могут быть выполнены с помощью проушин, которые выполнены на указанных тягах или на элементах, с которыми они шарнирно соединяются.

Одна из соединительных тяг может иметь L-образную форму, которая подходит для восприятия крутящих моментов Мх, действующих на газотурбинный двигатель в окружном направлении вокруг оси Х.

Газотурбинный двигатель может содержать редукторное устройство, расположенное между валом каскада низкого давления и вентилятором, расположенным выше по потоку относительно промежуточного корпуса, и которое характеризуется тем, что шарнирные соединения тяг восприятия усилий на промежуточном корпусе расположены в радиальной плоскости, через которую проходит задняя часть редукторного устройства.

Соединительные тяги могут быть шарнирно установлены в проушинах балки и промежуточного корпуса или в пластины, прикрепленной к промежуточному корпусу.

Концы тяг восприятия усилий могут содержать проушины, связанные с ответными частями неподвижной части газотурбинного двигателя, например, промежуточным корпусом и ответными частями траверсы.

Задняя часть средств подвески может содержать две соединительные тяги, которые находятся на расстоянии друг от друга в окружном направлении и которые выполнены с возможностью восприятия усилий, ориентированных в радиальной плоскости.

Соединительные тяги задней части могут проходить в радиальной плоскости, при этом оси шарнирного соединения указанных соединительных тяг параллельны оси газотурбинного двигателя.

Каждая соединительная тяга задней части может быть шарнирно соединена, на первом конце, с балкой задней подвески, которая прикреплена к пилону, и, на втором конце, с корпусом выходного устройства газотурбинного двигателя.

Изобретение будет лучше понятно и будут лучше ясны его детали, отличительные признаки и преимущества после прочтения, приведенного ниже описания, которое является примером, не ограничивающим изобретение, и со ссылками на приложенные чертежи.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 схематично показана часть двухконтурного турбореактивного двигателя, согласно варианту осуществления изобретения, вид в осевом разрезе;

на фиг. 2 схематично изображен газотурбинный двигатель, при этом показан передний узел подвески средств подвески, вид в радиальном разрезе;

на фиг. 3–5 показан передний узел подвески средств подвески, виды сбоку, спереди и в перспективе.

Осуществление изобретения

На фиг. 1 показан двухконтурный турбореактивный двигатель 1, согласно варианту осуществления изобретения. Он проходит вдоль оси Х. В приведенном далее описании термины «осевой», «по радиусу» и «радиальный» определены относительно оси Х. Турбореактивный двигатель 1 имеет проточный тракт первого контура или первый контур 2 с, от входа к выходу относительно направления прохождения газа через газотурбинный двигатель, компрессором 3 низкого давления, компрессором 4 высокого давления, камерой 5 сгорания, турбиной 6 высокого давления и турбиной 7 низкого давления. Турбореактивный двигатель 1 также содержит проточный тракт второго контура или второй контур 8, расположенный радиально снаружи относительно первого контура 2. Промежуточный корпус 9 содержит по меньшей мере одну конструкционную обечайку, расположенную радиально между проточными трактами первого и второго контура, и несколько лопаток 40 спрямления потока, которые расположены в проточном тракте второго контура и жестко соединены с конструкционной обечайкой. Вентилятор 10 расположен перед промежуточным корпусом.

Термины «выше по потоку», «перед», «на входе» и «ниже по потоку», «за», «на выходе» определены относительно прохождения потока газа через турбореактивный двигатель 1.

Турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне (или стойке) летательного аппарата, при этом указанный пилон, в свою очередь, закреплен на конструкции летательного аппарата, например, на крыле. Пилон позволяет передавать усилия, создаваемые турбореактивным двигателем 1, на конструкцию летательного аппарата, а также обеспечивает доставку топлива, воздуха и прокладку электрических и гидравлических систем между турбореактивным двигателем 1 и летательным аппаратом.

В частности, турбореактивный двигатель 1 закреплен на пилоне с помощью переднего узла 12 подвески и заднего узла подвески.

Передний узел 12 подвески прикреплен к межкомпрессорному корпусу 14. Межкомпрессорный корпус 14 расположен в осевом направлении между компрессором 4 высокого давления и компрессором 3 низкого давления. Наличие межкомпрессорного корпуса особенно целесообразно в турбореактивном двигателе, который снабжен редукторным устройством, позволяющим уменьшать скорость вентилятора относительно скорости каскада низкого давления. Действительно, межкомпрессорный корпус может быть использован для поддержки редукторного устройства в газотурбинном двигателе, например, для обеспечения опоры задней части редукторного устройства, при этом опора передней части редукторного устройства обеспечивается межкомпрессорным корпусом. В варианте осуществления изобретения, который показан на фиг. 1, редукторное устройство 30 расположено в радиальном направлении внутри внутренней обечайки промежуточного корпуса 9, при этом указанная внутренняя обечайка ограничивает с внутренней стороны проточный тракт первого контура. Задний узел 13 подвески прикреплен к корпусу 15 выходного устройства.

Степень двухконтурности турбореактивного двигателя 1 является сравнительно высокой и составляет, например, от 10 до 20. Следовательно поперечное сечение проточного тракта 8 второго контура велико и пространство, доступное для крепления переднего узла 12 подвески в газотурбинном двигателе 1 ограничено в радиальном направлении.

Изобретение позволяет обеспечить крепление переднего узла 12 подвески в зоне с небольшими радиальными размерами.

Для этой цели, как хорошо показано на фиг. 2–5, указанный передний узел 12 подвески содержит переднюю балку 16, прикрепленную к пилону 11 летательного аппарата, например, с помощью крепления винтами или болтами.

Балка 16 содержит заднюю часть 16а, которая проходит в окружном направлении и которая содержит три проушины 17, 18, направленных радиально внутрь, в частности, две боковые проушины 17, расположенные на расстоянии друг от друга в окружном направлении и расположенные симметрично относительно центральной осевой плоскости Р, проходящей через ось газотурбинного двигателя, и центральную проушину 18, которая расположена в центральной осевой плоскости Р. Проушины 17, 18 могут быть выполнены за одно целое с балкой 16 или они могут быть образованы посредством одной или нескольких отдельных частей, прикрепленных к балке 16.

Боковые проушины 17 ориентированы так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, параллельной оси Х газотурбинного двигателя. Центральная проушина 18 ориентирована так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, перпендикулярной оси Х газотурбинного двигателя.

Балка 16 также содержит переднюю часть 16b, предназначенную для шарнирного соединения с траверсой 28. Траверса 28 проходит в окружном направлении и содержит центральную область и два окружных конца. Центральная область шарнирно соединена с передней частью 16b балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, расположенной в упомянутой выше центральной осевой плоскости Р и наклоненной на угол, находящийся в диапазоне от 30° до 60°, например, составляющий порядка 45° с радиальной плоскостью.

Передний узел 12 также содержит две тяги 19 восприятия усилий, находящиеся на расстоянии друг от друга в окружном направлении и распложенные симметрично по обе стороны от центральной осевой плоскости Р.

Каждая тяга 19 восприятия усилий содержит первый конец, расположенный радиально снаружи и ниже по потоку и содержащий проушину 19а, которая шарнирно соединена с окружным концом траверсы 28, и второй конец, который находится радиально внутри и выше по потоку и который содержит проушину 19b, шарнирно соединенную с неподвижной частью газотурбинного двигателя. Неподвижная часть газотурбинного двигателя, с которой шарнирно соединены тяги 19 восприятия усилий, может быть промежуточным корпусом 9.

Первые концы 19а тяг 19 восприятия усилий шарнирно соединены с траверсой 28 с возможностью поворота вокруг осей, которые параллельны оси шарнирного соединения траверсы 28 с балкой 16.

В варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 1, вторые концы 19b тяг 19 восприятия усилий шарнирно соединены с промежуточным корпусом 9 и, более конкретно, с жестким выступом 9’ промежуточного корпуса, который расположен в отсеке между трактами. Шарнирные соединения тяг 19 восприятия усилий с промежуточным корпусом 9 расположены в осевом направлении в области промежуточного корпуса, в которой находится задняя часть редукторного устройства 30. Более точно, эти шарнирные соединения расположены в радиальной плоскости, через которую проходит задняя часть редукторного устройства 30.

Каждая соединительная тяга 19 проходит вдоль оси, наклоненной относительно центральной осевой плоскости Р. Со стороны, находящейся ближе ко входу, тяги 19 восприятия усилий отдаляются друг от друга в окружном направлении.

Кроме того, передний узел 12 подвески содержит крепежную пластину 20, проходящую в окружном направлении на некотором угловом секторе и соединенную с межкомпрессорным корпусом 14. Крепежная пластина 20 содержит две боковые проушины 21, симметрично расположенные с двух сторон от центральной осевой плоскости Р, и центральную проушину 22, которая расположена на центральной осевой плоскости Р.

Боковые проушины 21 ориентированы так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, параллельной оси Х газотурбинного двигателя 1. Центральная проушина 22 ориентирована так, чтобы обеспечить возможность шарнирного соединения вдоль оси, перпендикулярной оси Х газотурбинного двигателя 1.

Первая и вторая соединительные тяги 23, 23' соединяют соответствующие боковые проушины 17, 21 балки 16 и крепежной пластины 20. Кроме того, чтобы повысить расход потока второго контура может быть полезно уменьшить ширину пилона на уровне заднего узла 13 подвески газотурбинного двигателя. Для этого целесообразно, чтобы задний узел подвески был выполнен относительно узким благодаря отсутствию системы восприятия крутящих усилий Мх, которые действуют на газотурбинный двигатель в окружном направлении относительно оси Х. Тогда восприятие крутящего момента может быть осуществлено на уровне переднего узла 12 подвески. Как хорошо известно, одна из соединительных тяг 23, 23’, например, вторая соединительная тяга 23', которая схематично показана на фиг. 2, может иметь L-образную форму, также известную как «бумеранг». Также, вторая соединительная тяга 23' может содержать два пальца для соединения с балкой, чтобы воспринимать крутящий момент.

Третья соединительная тяга 24 соединяет центральную проушину 18 балки 16 и центральную проушину 22 крепежной пластины 20.

Первая и вторая соединительные тяги 23 проходят в радиальной плоскости, и каждая из них содержит первый радиально наружный конец, шарнирно соединенный с соответствующей боковой проушиной 17 балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая параллельна оси Х газотурбинного двигателя 1, и второй радиально внутренний конец, шарнирно соединенный с соответствующей боковой проушиной 21 неподвижной пластины 20 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая параллельна оси Х газотурбинного двигателя 1.

В направлении радиально внутрь первая и вторая соединительные тяги 23 отходят друг от друга в окружном направлении.

Одна из соединительных тяг 23 может обладать, в общем, L-образной формой с двумя частями, расположенными под углом друг к другу, как показано на фиг. 2.

Третья соединительная тяга 24 проходит в центральной осевой плоскости Р вдоль оси, наклоненной относительно радиальной плоскости R.

Третья соединительная тяга 24 содержит первый конец, шарнирно соединенный с центральной проушиной 18 балки 16 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая перпендикулярна оси Х газотурбинного двигателя 1, и второй конец, шарнирно соединенный с центральной проушиной 22 крепежной пластины 20 с возможностью поворота вокруг оси шарнирного соединения, которая перпендикулярна оси Х газотурбинного двигателя 1. Указанный радиально наружный первый конец расположен ниже по потоку относительно указанного радиально внутреннего второго конца третьей соединительной тяги 24.

Первая и вторая соединительные тяги 23 выполнены с возможностью восприятия усилий, проходящих в радиальном направлении, а также крутящего момента относительно оси Х газотурбинного двигателя 1, при этом третья соединительная тяга 24 обеспечивает восприятие усилий в случае поломки, когда одна из соединительных тяг 23 не может воспринять соответствующие усилия или крутящий момент.

Задний узел 13 подвески содержит две соединительные тяги 25 (фиг. 1), отстоящие друг от друга в окружном направлении и выполненные с возможностью восприятия усилий, проходящих в радиальном направлении.

Соединительные тяги 25 заднего узла 13 проходят в радиальной плоскости, при этом оси шарнирного соединения указанных соединительных тяг 25 параллельны оси Х газотурбинного двигателя 1.

Каждая соединительная тяга 25 заднего узла может быть шарнирно соединена первым концом с задней балкой 26 подвески, которая прикреплена к пилону 11, а вторым концом – с корпусом 15 выхлопного устройства газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю летательного аппарата. Газотурбинный двигатель содержит каскад высокого давления, передний корпус (14) и средства (12, 13) подвески газотурбинного двигателя, выполненные с возможностью крепления газотурбинного двигателя к пилону (11) летательного аппарата. Средства (12, 13) подвески содержат передний узел (12) подвески, задний узел (13) подвески. Передний узел (12) подвески содержит балку (16), по меньшей мере две соединительные тяги, траверсу, шарнирно соединенную с балкой (16) на уровне центральной в окружном направлении области указанной траверсы, по меньшей мере две тяги (19) восприятия тяговых усилий. Задний узел (13) подвески выполнен с возможностью соединения пилона (11) с неподвижным задним корпусом (15) газотурбинного двигателя. Достигается повышение степени двухконтурности газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

1. Газотурбинный двигатель (1), распложенный вдоль оси (Х) и содержащий каскад высокого давления, включающий в себя компрессор (4) высокого давления, соединенный во вращении с турбиной (6) высокого давления, и каскад низкого давления, включающий в себя компрессор (3) низкого давления, соединенный во вращении с турбиной (7) низкого давления, передний корпус (14), расположенный перед компрессором (4) высокого давления, и средства (12, 13) подвески газотурбинного двигателя (1), выполненные с возможностью крепления газотурбинного двигателя (1) к пилону (11) летательного аппарата, при этом указанные средства (12, 13) подвески содержат передний узел (12) подвески, содержащий балку (16), выполненную с возможностью крепления на пилоне (11), по меньшей мере две соединительные тяги (23, 23', 24), расположенные на расстоянии друг от друга в окружном направлении и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце с балкой (16) и на втором конце с передним корпусом (14), траверсу (18), шарнирно соединенную с балкой (16) на уровне центральной в окружном направлении области указанной траверсы (18), по меньшей мере две тяги (19) восприятия тяговых усилий, создаваемых газотурбинным двигателем, расположенные на расстоянии друг от друга в окружном направлении и каждая из которых шарнирно соединена на первом конце (19а) с траверсой (18) и на втором конце (19b) с неподвижной частью (9) газотурбинного двигателя (1), причем указанные по меньшей мере две тяги (19) восприятия усилий расположены выше по потоку относительно радиальной плоскости подвески, которая определена двумя соединительными тягами (23, 23'), при этом средства (12, 13) подвески дополнительно содержат задний узел (13) подвески, выполненный с возможностью соединения пилона (11) с неподвижным задним корпусом (15) газотурбинного двигателя (1).

2. Газотурбинный двигатель (1) по п. 1, отличающийся тем, что передний корпус является межкомпрессорным корпусом (14), расположенным в осевом направлении между компрессором (4) высокого давления и компрессором (3) низкого давления.

3. Газотурбинный двигатель (1) по п. 1 или 2, отличающийся тем, что первая соединительная тяга (23) и вторая соединительная тяга (23') из указанных соединительных тяг проходят в радиальной плоскости (R) газотурбинного двигателя (1), при этом первый конец и второй конец каждой тяги из первой и второй соединительных тяг (23, 23’) шарнирно соединен с осями шарнирного соединения, параллельными оси (Х) газотурбинного двигателя (1).

4. Газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что передний узел (12) подвески средств (12, 13) подвески содержит третью соединительную тягу (24), шарнирно соединенную первым концом с балкой (16) и шарнирно соединенную вторым концом с передним корпусом (14), при этом по меньшей мере на одном шарнирном соединении третьей соединительной тяги (24) с балкой (16) и/или входным корпусом (14) имеется функциональный зазор так, что третья соединительная тяга (24) не требуется при штатной работе, а требуется в случае разрыва одной тяги из первой и второй соединительных тяг (23, 23').

5. Газотурбинный двигатель (1) по п. 4, отличающийся тем, что третья соединительная тяга (24) проходит в осевой плоскости (Р) и шарнирно соединена своим первым и своим вторым концами с осями шарнирного соединения, перпендикулярными оси (Х) газотурбинного двигателя (1).

6. Газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 1-5, отличающийся тем, что вторые концы соединительных тяг (23, 23', 24) шарнирно соединены с крепежной пластиной (20), закрепленной на переднем корпусе (14).

7. Газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 1-6, отличающийся тем, что неподвижная часть (9) газотурбинного двигателя (1) представляет собой промежуточный корпус (9), причем второй конец каждой тяги (19) восприятия усилий шарнирно соединен с выступом промежуточного корпуса (9), при этом указанный выступ расположен в радиальном направлении между проточным трактом (2) первого контура и проточным трактом (8) второго контура газотурбинного двигателя (1).

8. Газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 1-7, отличающийся тем, что тяги (19) восприятия усилий проходят в плоскости, образующей угол с радиальной плоскостью (R).

9. Газотурбинный двигатель (1) по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что одна тяга (23') из соединительных тяг имеет L-образную форму, которая подходит для восприятия крутящих усилий Мх, действующих на газотурбинный двигатель в окружном направлении относительно оси Х.

10. Газотурбинный двигатель (1) по п. 7, отличающийся тем, что содержит редукторное устройство (30) для передачи движения между валом каскада низкого давления и вентилятором (10), расположенным выше по потоку относительно промежуточного корпуса (9), при этом шарнирные соединения тяг (19) восприятия усилий расположены на промежуточном корпусе (9) в радиальной плоскости, через которую проходит задняя часть редукторного устройства.